基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法技术

本发明专利技术公开了一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，包括S1确定第一最大速度阈值Vmax1、第二最大速度阈值Vmax2和最晚分离时间Tmax；S2将发动机工作结束时的全弹飞行速度Vt0与第一最大速度阈值Vmax1比较，当Vt0＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离。本发明专利技术可根据实时飞行速度判断分离时间，为主级分离后提供适合速度，保证了分离后主级飞行控制要求和速度要求。要求和速度要求。要求和速度要求。

【技术实现步骤摘要】
＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；
[0010]S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离；
[0011]将飞行器与发动机分离时的速度记为初始速度；第一最大速度阈值Vmax1为飞行器在发动机工作结束时及时分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；第二最大速度阈值Vmax2为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；最晚分离时间Tmax为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下到达目标点的最晚分离时间。
[0012]进一步的，步骤S1中，第一最大速度阈值Vmax1的确定方法包括：
[0013]Vmax1＝(V_m+V_m1)/2；
[0014]其中，V_m为标准弹道的最大速度，V_m1为极限本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，包括：S1通过对飞行器的极限拉偏弹道的仿真，确定第一最大速度阈值Vmax1、第二最大速度阈值Vmax2和最晚分离时间Tmax；S2将发动机工作结束时的全弹飞行速度Vt0与第一最大速度阈值Vmax1比较，当Vt0＜Vmax1，使飞行器在发动机工作结束时及时分离，当Vt0≥Vmax1，进入步骤S3；S3使飞行器在发动机工作结束后延迟分离；延迟分离的具体方法为：若全弹飞行时间＜Tmax，则将当前时刻的全弹飞行速度Vt与Vmax2比较，当Vt＜Vmax2时，使飞行器分离，当Vt≥Vmax2时，继续全弹飞行；若全弹飞行时间≥Tmax，使飞行器分离；将飞行器与发动机分离时的速度记为初始速度；第一最大速度阈值Vmax1为飞行器在发动机工作结束时及时分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；第二最大速度阈值Vmax2为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下满足下滑段速度约束并到达目标点的最大初始速度；最晚分离时间Tmax为飞行器在发动机工作结束后延迟分离，能够在控制模块的控制下到达目标点的最晚分离时间。2.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤S1中，第一最大速度阈值Vmax1的确定方法包括：Vmax1＝(V_m+V_m1)/2；其中，V_m为标准弹道的最大速度，V_m1为极限拉偏弹道中的能量最小弹道的最大速度。3.根据权利要求1所述的一种基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法，其特征在于，步骤S1中，第二最大速度阈值Vmax2的确定方法包括：选取极限拉偏中能量最大的弹道，根据能量最大的弹道确定Vmax2的试凑初始值，通过在64条极限拉偏弹道中进行循环试凑验证，将能够使各条极限拉偏弹道均满足下滑段速度约束并能够到达目标点的最大初始速度作为Vmax2。4...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘宝宁，孔哲，陈肖雨，龙婧，蔺睿，胡思翱，张智超，李勇波，廖奕琦，王永平，
申请(专利权)人：西安航天动力技术研究所，
类型：发明
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