一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法技术

本申请属于运载火箭制导技术领域。具体提供了一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法。该方法包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据运载火箭的第一关机控制参量确定运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对运载火箭进行关机控制。基于本申请提供的技术方案，使运载火箭的运行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，满足其轨道能量状态的高精度可靠的关机需求。状态的高精度可靠的关机需求。状态的高精度可靠的关机需求。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法


[0001]本申请涉及运载火箭制导
，特别涉及一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法。

技术介绍

[0002]在运载火箭以往的发射任务中，运载火箭的目标轨道为以地球为引力中心的近似圆形或者椭圆类的闭合轨道，一般采用轨道的半长轴作为判别关机的控制参数，满足入轨能量的精度要求。
[0003]但是在火星探测任务中，参见图1，运载火箭需要将有效载荷送入脱离地球引力场的非闭合地心双曲线轨道中，此时轨道的半长轴不具有描述轨道直观物理意义，并且在运载火箭飞行过程中，轨道经历从闭合到非闭合的过渡过程，半长轴不再随时间单调连续变化（即图1中2000s之后的轨迹），其量级与极性会发生突变，此时利用轨道半长轴作为判别关机的控制参数则无法适应运载火箭传统的关机判别机制。

技术实现思路

[0004]鉴于现有技术的以上问题，本申请提供一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，使运载火箭的运行轨道从闭合轨道变换为非闭合轨道时，仍适用传统的关机判别机制。
[0005]为达到上述目的，本申请第一方面提供一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，当所述运载火箭的飞行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制。
[0006]由上，在运载火箭的奔火任务中：运载火箭在末级入轨段以及末速修正段时，其发射轨道为非闭合的双曲线，此时采用第一关机控制参量作为判别关机的控制参数可以适应运载火箭传统的关机判别机制通过上述设置，可以在不对现有箭上飞行软件关机判别机制进行大幅修改的前提下，仍然能够实现高精度高可靠得判别奔火发射任务入轨相关飞行段发送机的关机控制。
[0007]作为第一方面一种可能的实现方式，所述运载火箭的第一关机控制参量根据下式确定：其中，为所述第一关机控制参量，为地球引力常数，为运载火箭到地心的地心距，为运载火箭飞行的绝对速度。
[0008]由上，通过上述作为第一关机控制参量来表征非闭合的双曲线发射轨道的关机量，可以直接适用箭上传统的关机判别机制。
[0009]作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量包括：按下式确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量：其中，为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，为所述第一关机控制参量。
[0010]作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量；根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制。
[0011]作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量，包括：按下式确定所述当前控制周期内的关机余量：其中，为当前控制周期内的关机余量，为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，为第i个飞行段的标准关机量。
[0012]作为第一方面一种可能的实现方式，所述根据所述当前控制周期内的关机余量判断是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：当所述当前控制周期内的关机余量时，则需要对所述运载火箭进行关机控制；否则，不需要对所述运载火箭进行关机控制；由上，计算的公式为箭上传统的关机判别机制，在相应的飞行段将替换为，从而获得当前控制周期的关机余量，根据该关机余量值可以准确判断关机时机。
[0013]作为第一方面一种可能的实现方式，所述运载火箭的发射轨道为预先设计的轨道。
[0014]作为第一方面一种可能的实现方式，所述发射轨道根据如下之一或多个确定：运载火箭奔火的目标轨道需求、所述运载火箭的箭体残骸落区限制范围、所述运载火箭各参数的实测数据、所述运载火箭的各系统当前技术状态。
[0015]作为第一方面一种可能的实现方式，还包括：将所述运载火箭的第一关机控制参量作为其各自对应的飞行段的制导控制诸元数据。
[0016]由上，通过预先设计好运载火箭的发射轨道，并将相应的值装订于箭上的飞行软件，从而实现运载火箭在相应飞行段关机的控制。
[0017]本申请的这些和其它方面在以下(多个)实施例的描述中会更加简明易懂。
附图说明
[0018]图1为本申请现有技术中半长轴随运载火箭飞行时间变化示意图；图2为本申请实施例提供的一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法的流程示意图；图3为本申请实施例提供的第一关机控制参量随运载火箭飞行时间变化示意图；图4为本申请实施例提供的一种计算设备的结构性示意性图；图5为本申请实施例提供的另外一种计算设备的结构性示意性图。
具体实施方式
[0019]说明书和权利要求书中的词语“第一、第二、第三等”或模块A、模块B、模块C等类似用语，仅用于区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序，以使这里描述的本申请实施例能够以除了在这里图示或描述的以外的顺序实施。
[0020]在以下的描述中，所涉及的表示步骤的标号，如S110、S120
……
等，并不表示一定会按此步骤执行，在允许的情况下可以互换前后步骤的顺序，或同时执行。
[0021]说明书和权利要求书中使用的术语“包括”不应解释为限制于其后列出的内容；它不排除其它的元件或步骤。因此，其应当诠释为指定所提到的所述特征、整体、步骤或部件的存在，但并不排除存在或添加一个或更多其它特征、整体、步骤或部件及其组群。因此，表述“包括装置A和B的设备”不应局限为仅由部件A和B组成的设备。
[0022]本说明书中提到的“一个实施例”或“实施例”意味着与该实施例结合描述的特定特征、结构或特性包括在本申请的至少一个实施例中。因此，在本说明书各处出现的用语“在一个实施例中”或“在实施例中”并不一定都指同一实施例，但可以指同一实施例。此外，在一个或多个实施例中，能够以任何适当的方式组合各特定特征、结构或特性，如从本公开对本领域的普通技术人员显而易见的那样。
[0023]除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的
的技术人员通常理解的含义相同。如有不一致，以本说明书中所说明的含义或者根据本说明书中记载的内容得出的含义为准。另外，本文中所使用的术语只是为了描述本申请实施例的目的，不是旨在限制本申请。
[0024]下面，首先对本申请的相关技术进行详细介绍，然后再对本申请的技术方案进行详细介绍。
[0025]在相关技术中，运载火箭的飞行轨道一般为闭合曲线，因此，在需要对运载火箭的关机时刻能量进行精确控制时，一般采用飞行轨道的半长轴来确定关机时刻。具体的：。其中，为飞行轨道的半长轴，为地球引力常数，为运载火箭到地心本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法，其特征在于，当所述运载火箭的飞行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述运载火箭的第一关机控制参量根据下式确定：其中，为所述第一关机控制参量，为地球引力常数，为运载火箭到地心的地心距，为运载火箭飞行的绝对速度。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭的第一关机控制参量确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量包括：按下式确定所述运载火箭在当前控制周期内的关机量：其中，为第i个飞行段的第n个控制周期内的关机量，为所述第一关机控制参量。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对所述运载火箭进行关机控制，包括：根据所述运载火箭在当前控制周期内的关机量确定所述当前控制周期内的关机余量；根据所述当前控制周期内的关机余...

【专利技术属性】
技术研发人员：李东，王珏，沈安，王建明，黄兵，何魏，刘秉，董余红，吴洁，苏虹，于子文，王浩苏，金杰，黄辉，张博戎，肖清，王传魁，曲以广，王伟，李晓龙，向菁，李佳威，陈刚，耿言，周继时，节德刚，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：