一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法技术

本发明专利技术公开了一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，包括S1确定无风情况下固体助推器的标准弹道；S2根据标准弹道得到固体助推器的理论落点；S3确定有风情况下固体助推器标准工作时间下的减载弹道；S4确定有风情况下固体助推器存在工作时间偏差情况下的减载弹道；S5根据步骤S3所得减载弹道和步骤S4所得减载弹道得到最终的减载弹道；S6对最终的减载弹道进行修正，使其满足步骤S2所得理论落点的要求。本发明专利技术可显著减小固体捆绑火箭飞行过程中风引起的飞行载荷，同时满足助推器落点安全要求，提高发射概率。提高发射概率。提高发射概率。

【技术实现步骤摘要】
一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法


[0001]本专利技术涉及一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，适用于运载火箭弹道设计，属于运载火箭弹道设计


技术介绍

[0002]由于高空风的存在，火箭一级按标准弹道程序角飞行时，将承受很大的气动载荷；固体捆绑运载火箭起飞推重比相比液体火箭大，当火箭穿越大风区时，火箭的飞行速度更大，随之的动压也更大，将承受更大的气动载荷，固需要根据高空风情况修正火箭姿态，减小火箭的气动载荷。且固体助推器受环境温度影响，工作时间偏差较大。
[0003]减载段在风和发动机推力的联合作用下，会导致火箭飞行轨迹出现较大偏差，从而导致助推器落点出现较大偏差，且固体助推器工作时间较液体助推器工作时间短很多，仅依靠火箭的导引技术很难将助推器落点修正至理论落点。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，解决了现有减载弹道修正效果差，导致助推器落点出现较大偏差的技术问题，本专利技术可显著减小固体捆绑火箭飞行过程中风引起的飞行载荷，同时满足助推器落点安全要求，提高发射概率。
[0005]为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
[0006]一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，包括：
[0007]S1确定无风情况下固体捆绑火箭的标准弹道；
[0008]S2根据标准弹道得到固体助推器的理论落点；
[0009]S3确定有风情况下固体助推器标准工作时间下的减载弹道；
>[0010]S4确定有风情况下固体助推器存在工作时间偏差情况下的减载弹道；
[0011]S5根据步骤S3所得减载弹道和步骤S4所得减载弹道得到最终的减载弹道；
[0012]S6对最终的减载弹道进行修正，使其满足步骤S2所得理论落点的要求。
[0013]进一步的，步骤S1中，根据卫星轨道参数要求值确定无风情况下固体捆绑火箭的标准弹道。
[0014]进一步的，步骤S3的具体方法包括：
[0015]S3.1计算有风情况下风速矢量的瞬时旋转轴与箭体+Y1轴的夹角θ1；
[0016]S3.2根据有风情况下风速矢量与箭体+X1轴的夹角θ确定修正量θ2；
[0017]S3.3根据θ1和θ2得到减载弹道的理想程序角；
[0018]箭体+Y1轴和箭体+X1轴分别为箭体坐标系中的偏航轴和纵轴。
[0019]进一步的，步骤S3.1中，计算有风情况下瞬时旋转轴与火箭+Y1轴的夹角θ1的具体方法包括；
[0020]S3.1.1根据风速矢量在发射系下的分量得到风速矢量在发惯系下的分量；
[0021]S3.1.2根据风速矢量在发惯系下的分量和箭体+X1轴在发惯系下的分量得到风速矢量的瞬时旋转轴在发惯系下的分量；
[0022]S3.1.3将瞬时旋转轴在发惯系下的分量转换为瞬时旋转轴在箭体系下的分量；
[0023]S3.1.4根据瞬时旋转轴在箭体系下的分量得到瞬时旋转轴与箭体+Y1轴的夹角θ1。
[0024]进一步的，步骤S3.1.1中，风速矢量在发惯系下的分量为：
[0025]其中为发射系相对于发惯系的转换矩阵，为风速矢量在发射系下的分量；
[0026]步骤S3.1.2中，箭体+X1轴在发惯系下的分量为其中为当前箭体系相对于发惯系的转换矩阵；
[0027]风速矢量的瞬时旋转轴在发惯系下的分量
[0028]步骤S3.1.3中，瞬时旋转轴在箭体系下的分量其中为发惯系相对于当前箭体系的转换矩阵；
[0029]步骤S3.1.4中，θ1＝arctan2([T
rot
1]31
,[T
rot
1]21
)[
‑
π,π]；其中，[T
rot
1]31
代表矩阵[T
rot
1]中第3行第1列的元素，[T
rot
1]21
代表矩阵[T
rot
1]中第2行第1列的元素。
[0030]进一步的，步骤S3.2中，θ2＝kθ；
[0031]其中，k为减载系数，0≤k≤1。
[0032]进一步的，步骤S3.3中，根据θ1和θ2得到减载弹道的理想程序角的方法包括：
[0033]S3.3.1根据θ1和θ2得到理想程序角下箭体系相对于发惯系的转换矩阵得到理想程序角下箭体系相对于发惯系的转换矩阵
[0034]其中，C
x
为表示绕箭体+X1轴转动某一角度的转换矩阵，C
y
为绕箭体+Y1轴转动某一角度的转换矩阵：
[0035][0036][0037]S3.3.2根据得到减载弹道的理想程序角：
[0038][0039]其中，ψ
x
、γ
x
分别为理想偏航程序角、理想俯仰程序角、理想滚转程序角，分别代表矩阵中第3行第1列、第2行第1列、第1行第1列、第3行第2列、第3行第3列的元素。
[0040]进一步的，步骤S3.3中，还包括：
[0041]将γ
x
设置为0。
[0042]进一步的，步骤S5中，最终的减载弹道的理想程序角为步骤S3所得减载弹道的理想程序角和步骤S4所得减载弹道的理想程序角的平均值。
[0043]进一步的，步骤S6中，在固体助推器飞行结束前，对最终减载弹道的理想偏航程序角和理想俯仰程序角进行修正，得到修正后的理想偏航程序角ψ
cx
和理想俯仰程序角ψ
cx
和满足步骤S2所得理论落点的要求:
[0044][0045]其中，为无风情况下标准弹道的俯仰程序角，ψ
cx0
为无风情况下标准弹道的偏航程序角，k2(t)为随时间变化的调制系数，为俯仰程序角修正量，为一常值，Δψ为偏航程序角修正量，为一常值；0≤k2(t)≤1，k2(t)为随时间变化的梯形曲线；
[0046]Δψ根据落点经纬度偏差的情况进行迭代调整。
[0047]本专利技术与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
[0048](1)本专利技术创造性的提出的一种固体捆绑火箭的减载弹道确定方法，原理清晰，操作简单，易于工程实现，该方法可推广至液体火箭减载弹道设计，可大大提高火箭的发射概率；
[0049](2)本专利技术根据标准工作时间下和工作时间偏差情况下的减载弹道，有效提高了最终减载弹道的减载效果；
[0050](3)本专利技术将滚转程序角置为0，并对俯仰、偏航姿态调整，能够满足固体助推器在减载情况下的落点要求，调整方法简单可靠，能够满足助推器落点安全性要求。
附图说明
[0051]图1为本专利技术减载修正原理示意图；
[0052]图2为本专利技术减载系数k的变化曲线；
[0053]图3为本专利技术落点调整用程序角调制系数k2(t)变化曲线；
[0054]图4为本专利技术固体捆绑火箭的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，其特征在于，包括：S1确定无风情况下固体捆绑火箭的标准弹道；S2根据标准弹道得到固体助推器的理论落点；S3确定有风情况下固体助推器标准工作时间下的减载弹道；S4确定有风情况下固体助推器存在工作时间偏差情况下的减载弹道；S5根据步骤S3所得减载弹道和步骤S4所得减载弹道得到最终的减载弹道；S6对最终的减载弹道进行修正，使其满足步骤S2所得理论落点的要求。2.根据权利要求1所述的一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，其特征在于，步骤S1中，根据卫星轨道参数要求值确定无风情况下固体捆绑火箭的标准弹道。3.根据权利要求1所述的一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，其特征在于，步骤S3的具体方法包括：S3.1计算有风情况下风速矢量的瞬时旋转轴与箭体+Y1轴的夹角θ1；S3.2根据有风情况下风速矢量与箭体+X1轴的夹角θ确定修正量θ2；S3.3根据θ1和θ2得到减载弹道的理想程序角；箭体+Y1轴和箭体+X1轴分别为箭体坐标系中的偏航轴和纵轴。4.根据权利要求3所述的一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，其特征在于，步骤S3.1中，计算有风情况下瞬时旋转轴与火箭+Y1轴的夹角θ1的具体方法包括；S3.1.1根据风速矢量在发射系下的分量得到风速矢量在发惯系下的分量；S3.1.2根据风速矢量在发惯系下的分量和箭体+X1轴在发惯系下的分量得到风速矢量的瞬时旋转轴在发惯系下的分量；S3.1.3将瞬时旋转轴在发惯系下的分量转换为瞬时旋转轴在箭体系下的分量；S3.1.4根据瞬时旋转轴在箭体系下的分量得到瞬时旋转轴与箭体+Y1轴的夹角θ1。5.根据权利要求4所述的一种固体捆绑火箭的减载弹道的确定方法，其特征在于，步骤S3.1.1中，风速矢量在发惯系下的分量为：其中为发射系相对于发惯系的转换矩阵，为风速矢量在发射系下的分量；步骤S3.1.2中，箭体+X1轴在发惯系下的分量为其中为当前箭体系相对于发惯系的转换矩阵；
风速矢量的瞬时旋转轴在发惯系下的分量步骤S3.1.3中，瞬时旋转轴在箭体系下的分量其中为发惯系相对于当前箭体系的转换矩阵；步骤S3.1.4中，θ1＝arctan2([T
rot
1]
31
,[T
rot
1]
21
)[
‑
π,π]；其中，[T
rot...

【专利技术属性】
技术研发人员：冯继航，洪刚，陈凯，黄帅，张哲玮，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：