运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法技术

本发明专利技术提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。准入轨。准入轨。

Multi orbit design method and control method of launch vehicle for fire

【技术实现步骤摘要】
运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法


[0001]本专利技术属于运载火箭总体设计和发射任务规划领域，涉及运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。

技术介绍

[0002]地球与火星均为太阳的卫星，均一边自传一边围绕太阳公转。在太空中，地球与火星的相对位置时刻在发生变化。从地球上发射运载工具向火星发射探测器（以下称奔火发射），进行火星深空探测的机会平均每26个月仅有一次。
[0003]为实现在地球上的滨海发射场复杂的气象环境条件中，可靠地发射大型液体低温运载火箭（以下称运载火箭），并在器箭分离后，使得探测器精准地进入火星轨道入口（以下称入轨），需要采用多个发射日、每个发射日分布多条窄窗口这一多轨道奔火发射控制方案。
[0004]随着发射日数量的增加、发射轨道数量的增加，在进行多轨道发射方案设计时，如果采用基础级变射向、变滑行时间的多轨道奔火发射方案，针对器箭分离点参数迭代拼接需要大规模的运算量，复杂度高，不但影响发射方案的设计效率，也不利于提升发射的可靠性。并且对火箭控制系统参数设计、航落区安全、上升段（包括发射之后到入轨之前的全部飞行段）测控覆盖等均带来了新的、更大的挑战。因此，急需复杂度更低、可靠性更高的奔火发射轨道（也即运载火箭的飞行轨道）设计方法，以实现更大概率地完成奔火发射任务。

技术实现思路

[0005]针对以上问题，本专利技术提供运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法，以解决现有技术中多轨道设计方法的复杂度高、发射可靠性偏低等问题中的一个或多个。
[0006]第一方面，本专利技术提供一种运载火箭奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。
[0007]在一些实施例中，每个奔火发射轨道包括基于摄动制导的基础级飞行段轨道和基于迭代制导的入轨级飞行段轨道；所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用同一条标称轨道；所述P个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；所述标称轨道的滑行末点为P个入轨级飞行段轨道各自的启控点。
[0008]在一些实施例中，所述采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，包括：在每一轮次迭代时，
根据前一轮次结束时生成的射向与滑行时间，基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道；根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道；根据当前轮次的标称轨道、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道，确定所述运载火箭受控地按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，分别对应的入轨概率、入轨精度和运载能力；在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力都满足预设的应用需求时，确定当前轮次的P个奔火发射轨道为设计得到的所述P个奔火发射轨道，确定所述前一轮次结束时生成的射向与滑行时间为设计得到的射向与滑行时间，及结束迭代优化；在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力不满足预设的应用需求时，生成用于下一轮次迭代时的射向与滑行时间，及结束当前轮次的迭代，开始下一轮次迭代。
[0009]在一些实施例中，还包括：根据设计得到的所述P个奔火发射轨道、所述设计得到的射向与滑行时间，生成所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用的以下多项参数：理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，子级重残骸理论预示落点及落区范围，安全管道及对应的航区安全实施细则，测控船、站的理论测量仰角、方位角曲线。
[0010]在一些实施例中，所述运载火箭为大型低温液体运载火箭，其动力装置包括：使用液体燃料的助推器、使用液体燃料的芯一级发动机、使用液体燃料的芯二级发动机。
[0011]在一些实施例中，设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序，包括：芯一级发动机与助推器点火，以使得以所述探测器为载荷的所述运载火箭起飞；助推飞行段，在确定达到预设的助推器射程时，助推器关机并分离；芯一级独立飞行段，在确定达到预设的芯一级射程时，芯一级发动机关机并分离；二级一次飞行段，在确定达到预设的绝对速度时，芯二级发动机关机；二级滑行段，在停泊轨道滑行，在相对起飞时刻定时结束时，结束滑行。
[0012]在一些实施例中，每一个入轨级飞行段轨道的飞行时序，包括：二级二次飞行段，在到达逃逸速度时，芯二级发动机关机；所述探测器与所述运载火箭分离。
[0013]第二方面，本专利技术提供一种运载火箭多轨道奔火发射控制方法，包括：根据获取的奔火发射任务指定的探测器位于火星轨道入口的P个发射窗口，根据第一方面说明的任一项所述的方法设计对应的P个奔火发射轨道，其中，P为大于2的自然数；将设计得到的所述P个奔火发射轨道的共用的标称轨道对应的理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，设计得到的所述P个奔火发射轨道的各自的入轨级飞行段轨道共用的模型参数，装载至箭上计算机内；
依据接收到的世界协调时间，获取与所述世界协调时间对应的奔火发射轨道的入轨级飞行段轨道对应的目标诸元，并将所述目标诸元装载至箭上计算机；响应于接收到的火箭点火指令，控制所述运载火箭的芯一级发动机与助推器点火；基于摄动制导，根据所述理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，控制所述运载火箭跟随所述标称轨道飞行，并到达滑行末点；基于迭代制导，使用所述目标诸元、所述模型参数，控制所述运载火箭将所述探测器运载至与所述目标诸元对应的火星轨道入口。
[0014]在一些实施例中，还包括：在所述P个发射窗口，在所述标称轨道对应的子级重残骸理论预示落点及落区范围，监控各子级重残骸；根据航区安全实施细则、所述标称轨道对应的安全管道，实施航区安全细则；及根据所述标称轨道对应的理论测量仰角、方位角曲线，测控所述运载火箭飞行的奔火发射轨道。
[0015]在一些实施例中，所述P个发射窗口分布在连续的M个地球日；在每一个地球日，分布有N个发射窗口，每个所述发射窗口持续T分钟，其中，M、N和T分别为大于2的自然数。
[0016]本专利技术提供的运载火箭奔火发射多轨道设计方法，将奔火发射轨道划分为基于摄动制导的基础级飞行段和基于迭代制导的入轨级飞行段，通过固定的射向、固定的滑行时间，实现多个奔火发射轨道各自的基础级飞行段的理论轨道、理论飞行时序、各飞行程序角、控制系统参数（包括关机方程系数、导引常系数、导引变系数标准值、导本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭奔火发射多轨道设计方法，其特征在于，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，每个奔火发射轨道包括基于摄动制导的基础级飞行段轨道和基于迭代制导的入轨级飞行段轨道；所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用同一条标称轨道；所述P个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；所述标称轨道的滑行末点为P个入轨级飞行段轨道各自的启控点。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，包括：在每一轮次迭代时，根据前一轮次结束时生成的射向与滑行时间，基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道；根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道；根据当前轮次的标称轨道、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道，确定所述运载火箭受控地按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，分别对应的入轨概率、入轨精度和运载能力；在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力都满足预设的应用需求时，确定当前轮次的P个奔火发射轨道为设计得到的所述P个奔火发射轨道，确定所述前一轮次结束时生成的射向与滑行时间为设计得到的射向与滑行时间，及结束迭代优化；在判断所述运载火箭按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，对应的入轨概率、入轨精度和运载能力不满足预设的应用需求时，生成用于下一轮次迭代时的射向与滑行时间，及结束当前轮次的迭代，开始下一轮次迭代。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：根据设计得到的所述P个奔火发射轨道、所述设计得到的射向与滑行时间，生成所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用的以下多项参数：理论飞行时序、控制系统参数、飞行程序角，子级重残骸理论预示落点及落区范围，安全管道及对应的航区安全实施细则，测控船、...

【专利技术属性】
技术研发人员：李东，王珏，王建明，耿光有，娄路亮，李平岐，余光学，李茂，宋漪萍，胡鹏翔，王庆伟，张树杰，夏超，张志国，韩雪颖，王乾，冉振华，傅学军，王晔，陈晓东，李靖，耿言，周继时，节德刚，李佳威，陈刚，
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：