一种自动降轨弹道规划方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种自动降轨弹道规划方法及系统，所述方法包括：S1，判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2、若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3、根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。道。道。

【技术实现步骤摘要】
一种自动降轨弹道规划方法及系统


[0001]本申请涉及航天航空
，尤其涉及一种自动降轨弹道规划方法及系统。

技术介绍

[0002]运载火箭发射后，通过其携带的助推器、一级火箭、二级火箭等载具的助推实现升空分离，而火箭末级一般用来助推运载火箭达到指定入轨点，实现精确入轨。
[0003]通常来说，运载火箭的设计阶段时一般会在火箭末级预留部分安全余量，以确保真实飞行过程中出现偏差时仍能依靠安全余量实现精确入轨，此安全余量是综合考虑运载能力和各种偏差情况后的权衡值，能确保在偏差带包络内依靠安全余量实现运载火箭的精确入轨。
[0004]但是，运载火箭受诸多飞行因素影响，例如，在飞行过程中出现环境参数、发动机工作状态等超出偏差带包络后，入轨精度将很难保证，甚至导致任务失败。
[0005]因此，在入轨精度难以保证的情况下，如何采取补救措施保证运载火箭发射任务成功是目前亟需解决的问题。

技术实现思路

[0006]为解决上述技术问题，本专利技术的第一方面，公开了一种自动降轨弹道规划方法，所述方法包括：S1：判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2：若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3：根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
[0007]优选的，所述S1具体包括：根据所述运载火箭的当前速度位置和所述当前剩余燃料，判断所述当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入所述原目标轨道。
[0008]优选的，所述S2具体包括：根据所述运载火箭的当前速度位置计算当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距和当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角；基于所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角、所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距，判断纬度幅角、地心距是否满足精度要求；其中，所述纬度幅角的精度要求是度；所述地心距的精度要求是米；当所述纬度幅角、所述地心距任意一项或两项不满足所述精度要求，采用起
伏量调整纬度幅角平根、地心距平根任意一项或两项；调整方式为：，；其中，表示纬度幅角起伏量，表示地心距起伏量；参考原目标轨道的轨道倾角、原目标轨道的偏心率、原目标轨道的近地点幅角和调整后的所述纬度幅角平根、调整后的所述地心距平根，调整所述地心距起伏量、所述纬度幅角起伏量、所述纬度幅角、所述地心距，直至满足所述精度要求；在所述纬度幅角、所述地心距满足所述精度要求后，计算跟弹道规划直接相关的新目标轨道入轨点的轨道参数；其中，所述新目标轨道入轨点的轨道参数包括：新目标轨道入轨点轨道倾角、新目标轨道入轨点当地弹道倾角、新目标轨道入轨点绝对速度。
[0009]优选的，所述根据所述运载火箭的速度位置计算当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距和当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角，具体包括：根据公式计算得到所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距；其中，所述运载火箭的当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心系位置坐标为；根据公式计算得到所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角；其中，表示当前时刻积分至末级关机时刻对应的轨道倾角，，，为动量矩的模长，动量矩在地心系的坐标为，所述运载火箭的当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心系速度坐标为；表示当前时刻积分至末级关机时刻对应的升交点赤经，。
[0010]优选的，所述原目标轨道的轨道倾角、原目标轨道的偏心率、原目标轨道的近地点幅角和调整后的所述纬度幅角平根、调整后的所述地心距平根，调整所述地心距起伏量、所述纬度幅角起伏量、所述纬度幅角、所述地心距，直至满足所述精度要求，具体包括：
根据第一起伏量调整公式调整得到所述纬度幅角起伏量；其中，所述第一起伏量调整公式为：其中，表示地球形状动力学系数中的二阶项，为常数；表示地球旋转椭球体半长轴，为常数；表示半通径，，表示真近点角，；表示平近点角，，表示偏近点角，；根据第二起伏量调整公式调整得到所述地心距起伏量；其中，所述第二起伏量调整公式为：；利用公式处理调整后的所述纬度幅角平根和调整得到的纬度幅角起伏量，得到调整后的所述纬度幅角；利用公式处理调整后的所述地心距平根和调整得到所述地心距起伏量，得到调整后的所述地心距。
[0011]优选的，所述在所述纬度幅角、所述地心距满足所述精度要求后，计算跟弹道规划直接相关的新目标轨道入轨点的轨道参数，具体包括：在所述纬度幅角、所述地心距满足所述精度要求后，计算轨道倾角起伏量、半通径起伏量、径向速度起伏量：：：；结合所述轨道倾角起伏量、所述半通径起伏量、所述径向速度起伏量，以及所述原目标轨道的轨道倾角、所述半通径、径向速度，计算所述新目标轨道入
轨点的轨道参数；其中，，表示地球引力常数。
[0012]优选的，所述新目标轨道入轨点轨道倾角的计算公式为：；所述新目标轨道入轨点当地弹道倾角的计算公式为：；表示新目标轨道入轨点径向速度，；表示新目标轨道入轨点轴向速度，，表示新目标轨道入轨点半通径，，表示新目标轨道入轨点偏心率，，需要满足精度要求，表示新目标轨道入轨点真近点角，；所述新目标轨道入轨点绝对速度的计算公式为：。
[0013]优选的，所述S3，具体包括，确定火箭末级的当前控制变量；所述当前控制变量包括：末级开机前滑行时长、末级开机时长、末级侧滑角；利用所述当前控制变量弹道积分至末级关机，得到末级关机时刻的轨道参数；其中，所述末级关机时刻的轨道参数包括：弹道积分计算出的末级关机点轨道倾角、弹道积分计算出的末级关机点当地弹道倾角、弹道积分计算出的末级关机点绝对速度；判断所述末级关机时刻的轨道参数和所述新目标轨道入轨点的轨道参数是否一致；若一致，表示所述运载火箭在末级关机时刻可以进入新目标轨道；若不一致，根据所述末级关机时刻的轨道参数和所述新目标轨道入轨点的轨道参数的差值对所述当前控制变量进行修正。
[0014]优选的，修正算法如下：其中，表示末级开机前滑行时长修正值，表示末级开机时长修正
值，表示末级侧滑角修正值。
[0015]本专利技术的第二方面，公开了所述系统包括：判断单元，用于判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；轨道规划单元，用于若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；弹道规划单元，用于根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。
[0016]通过本专利技术的一个或者多个技术方案，本专利技术具有以下有益效果或者优点：本专利技术的技术方案，在运载火箭的剩余燃料不能支持运载火箭进入所述原目标轨道时，通过规划可实现的新目标轨道，以及根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道。本专利技术通过找到新目标轨道实现入轨，从而最大限度保障运载火箭进入可实现轨道，确保任务成功。
[0017]上述说明仅是本专利技术技术方案的概述，为了能够更清楚了解本专利技术的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本专利技术的上述和其它目的、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种自动降轨弹道规划方法，其特征在于，所述方法包括：S1：判断运载火箭的当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入原目标轨道；S2：若所述当前剩余燃料不能支持所述运载火箭进入所述原目标轨道，规划可实现的新目标轨道；S3：根据所述新目标轨道进行弹道规划，用以获得可进入所述新目标轨道的重构弹道；所述S2具体包括：根据所述运载火箭的当前速度位置计算当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距和当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角；基于所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角、所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距，判断纬度幅角、地心距是否满足精度要求；其中，所述纬度幅角的精度要求是度；所述地心距的精度要求是米；当所述纬度幅角、所述地心距任意一项或两项不满足所述精度要求，采用起伏量调整纬度幅角平根、地心距平根任意一项或两项；调整方式为：，；其中，表示纬度幅角起伏量，表示地心距起伏量；参考原目标轨道的轨道倾角、原目标轨道的偏心率、原目标轨道的近地点幅角和调整后的所述纬度幅角平根、调整后的所述地心距平根，调整所述地心距起伏量、所述纬度幅角起伏量、所述纬度幅角、所述地心距，直至满足所述精度要求；在所述纬度幅角、所述地心距满足所述精度要求后，计算跟弹道规划直接相关的新目标轨道入轨点的轨道参数；其中，所述新目标轨道入轨点的轨道参数包括：新目标轨道入轨点轨道倾角、新目标轨道入轨点当地弹道倾角、新目标轨道入轨点绝对速度。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S1具体包括：根据所述运载火箭的当前速度位置和所述当前剩余燃料，判断所述当前剩余燃料是否足够支持所述运载火箭进入所述原目标轨道。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭的速度位置计算当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距和当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角，具体包括：根据公式计算得到所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心距；其中，所述运载火箭的当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心系位置坐标为；根据公式计算得到所述当前时刻积分至末级关机时刻对应的纬度幅角；其中，表示当前时刻积分至末级关机时刻对
应的轨道倾角，，，为动量矩的模长，动量矩在地心系的坐标为，所述运载火箭的当前时刻积分至末级关机时刻对应的地心系速度坐标为；表示当前时刻积分至末级关机时刻对应的升交点赤经，。4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述参考原目标轨道的轨道倾角、原目标轨道的偏心率、原目标轨道的近地点幅角和调整后的所述纬度幅角平根、调整后的所述地心距平根，调整所述地心距起伏量、所述纬度幅角起伏量、所述纬度幅角、所述地心距，直至满足所述精度要求，具体包括：根据第一起伏量调整公式调整得到所述纬度幅角起伏量；其中，所述第一起伏量调整公式为：其中，表示地球形状动力学系数中的二阶项，为常数；表示地球旋转椭球体半长轴，为常数；表示半通径，，表示真近点角，；表示平近点角，，表示偏近点角，；根据第二起伏量调整公式调整得到所述地心距起伏量；其中，所述第二起伏量调整公式为：；利用公式处理调整后的所述纬度幅角平根和调整得到的纬度幅角起伏量，得到调整后的所述纬度幅角；利用公式处理调整后的所述地心距平根和调整得到所述地心距起伏量，得到调整后的所述地心距。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述在所述纬度幅角、所述地心距满足所...

【专利技术属性】
技术研发人员：李晓苏，黎桪，邹延兵，汪潋，陈辰，左湛，周鑫，张昌涌，黄晓平，唐梦莹，刘李雷，杨凯铜，王志军，岳小飞，刘克龙，段淑婧，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：