一种航天发射火箭落点预测系统
阅读：689发布：2023-01-19
专利汇可以提供一种航天发射火箭落点预测系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公布了一种航天发射火箭落点预测系统，本技术方法通过落点预测系统接入航天测控网络，从中根据雷达 数据处理 系统提供的数据，提取出火箭残骸和火箭飞行 位置 、速度信息，根据遥测 数据处理系统 提供的信息，提取出火箭残骸分离的时间，通过拟合仿真得到初步的分离点数据，结合飞行环境数学建模和 气动 特性分析，建立火箭残骸飞行动 力 学模型，通过落点影响因素分析，进行落点精确预报，缩小落区搜索范围，提升火箭残骸回收工作效率。，下面是一种航天发射火箭落点预测系统专利的具体信息内容。
1.一种航天发射火箭落点预测系统，其特征在于，创建该系统的步骤为：
第一步、建立火箭残骸动力学模型：
通过建立与落区环境具体环境相符合，适用于火箭残骸坠落过程的火箭残骸动力学模型，获得火箭残骸落点范围，为火箭残骸落点预测提供基础；所述火箭残骸动力学模型是以建立飞行环境数学模型、分析分离点状态、分析残害气动特性为基础建立的；
第二步、分析落点影响因素及误差：
对第一步中获得火箭残骸落点范围进行误差分析，通过建立数学仿真模型，确定制导误差、再入误差和引力异常误差对落点的影响范围；通过比较计算数据和实际数据，确定后效误差对落点的影响范围；
第三步、根据第一步的火箭残骸落点范围和第二步中的误差对落点影响分析，完成火箭残骸落区预报。
2.根据权利要求1所述的一种航天发射火箭落点预测系统，其特征在于：建立所述飞行环境数学模型包括以下步骤：
首先估算火箭残骸飞行范围，确定火箭残骸落区范围，在标准大气模型的基础上，再结合火箭残骸落区的实际地理特点和及时气象条件，然后便可获得相应的飞行环境数学模型，最终得出火箭残骸在坠落过程中不同时刻受到的气动影响状况。
3.根据权利要求1所述的一种航天发射火箭落点预测系统，其特征在于：获得所述分离点状态的步骤包括：
首先通过航天测控IP网获取火箭实时的位置和速度信息，然后重点研究分离点时间附近火箭残骸的状态信息，得到分离点状态。
4.根据权利要求1所述额一种航天发射火箭落点预测系统，其特征在于：获得所述火箭残骸气动特性的步骤包括：
首先构建火箭及火箭残骸三维模型，对其表面进行网络划分；然后根据预先估算的火箭残骸大致气动特性，模拟火箭残骸坠落过程，得出火箭残骸落点；接着根据仿真过程得出火箭残骸在不同马赫数时的飞行特性参数，在多个状态下利用三维可压缩非定常欧拉方法，对气动特性数值进行数值工程估算，最终获得气动特性参数。
一种航天发射火箭落点预测系统
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天发射火箭落点预测系统。
背景技术
[0002] 现有单级火箭的最大速度一般不超过7km/s，无法将携带的载荷送入预定轨道，因此目前我国航天试验任务一般都是使用的多级火箭。多级火箭的每一级都是一个连同其控制设备在内的完整的推进装置，拥有自己的发动机、推进剂、贮箱与推进剂输送系统。在飞行过程中，多级火箭的各级按照程序指令启动、关闭发动机，然后依次抛掉，从而减少自身质量，以获取更高的飞行速度。为了连接和分离的方便，多级火箭的各级之间一般设有级间段，利用爆炸螺栓、爆炸定位销等联结件。火箭分离时，通过起爆联结件，将下面一级抛离。随后上面级获得更快的速度，而下面级的推进系统、控制系统和箭体则坠落至地面。
[0003] 一般需将坠落的火箭残骸进行回收，而其中的运载火箭各级分离后，火箭残骸的落区回收一直是每次运载火箭发射试验工作的重要任务之一，特别是不少助推器和一级火箭残骸理论落点均位于居民区，这时回收工作更是涉及到各个方面。为保证落区的人员安全，需要提前将落区附近的群众予以疏散。
[0004] 目前国内关于火箭残骸落点分布研究的资料极其缺乏，在国内的各类公开发表的资料上，仅有太原卫星发射中心提出的基于蒙特卡洛火箭残骸落区划定，虽然减少了部分范围，但横向范围依然超过12Km。在现有落区回收工作中，火箭残骸落点范围的预测主要仅仅依靠理论弹道进行大致的估算，以确定的火箭残骸落点可能分布区域。由于受各项未知因素影响，目前每次事先确定的火箭残骸理论落点范围区域巨大，回收工作牵涉了大量人力物力。
发明内容
[0005] 本发明的目的是，针对现有技术存在的上述问题，提供一种提高运载火箭回收效率，缩小运载火箭搜索范围的方法，经多次试验证实，使用该方法预测火箭落点范围误差不差6KM。
[0006] 本发明解决其技术问题的技术方案是：一种航天发射火箭落点预测系统，步骤为：
[0007] 第一步、建立火箭残骸动力学模型：
[0008] 通过建立与落区环境具体环境相符合，适用于火箭残骸坠落过程的火箭残骸动力学模型，获得火箭残骸落点范围，为火箭残骸落点预测提供基础；所述火箭残骸动力学模型是以建立飞行环境数学模型、分析分离点状态、分析残害气动特性为基础建立的；
[0009] 第二步、分析落点影响因素及误差：
[0010] 对第一步中获得火箭残骸落点范围进行误差分析，通过建立数学仿真模型，确定制导误差、再入误差和引力异常误差对落点的影响范围；通过比较计算数据和实际数据，确定后效误差对落点的影响范围；
[0011] 第三步、根据第一步的火箭残骸落点范围和第二步中的误差对落点影响分析，完成火箭残骸落区预报。进一步，建立所述飞行环境数学模型包括以下步骤：
[0012] 首先估算火箭残骸飞行范围，确定火箭残骸落区范围，在标准大气模型的基础上，再结合火箭残骸落区的实际地理特点和及时气象条件，然后便可获得相应的飞行环境数学模型，最终得出火箭残骸在坠落过程中不同时刻受到的气动影响状况。
[0013] 进一步，获得所述分离点状态的步骤包括：
[0014] 首先通过航天测控IP网获取火箭实时的位置和速度信息，然后重点研究分离点时间附近火箭残骸的状态信息，得到分离点状态。
[0015] 进一步，获得所述火箭残骸气动特性的步骤包括：
[0016] 首先构建火箭及火箭残骸三维模型，对其表面进行网络划分；然后根据预先估算的火箭残骸大致气动特性，模拟火箭残骸坠落过程，得出火箭残骸落点；接着根据仿真过程得出火箭残骸在不同马赫数时的飞行特性参数，在多个状态下利用三维可压缩非定常欧拉方法，对气动特性数值进行数值工程估算，最终获得气动特性参数。
[0017] 本发明公开了一种航天发射火箭落点预测系统；它与现有技术相比，缩小火箭搜索范围，提高回收效率，同时降低了回收火箭的成本；而且使用该方法预测火箭落点所需的时间较短，为民众撤离提供更多反应时间。附图说明
[0018] 图1是本发明主要示意图。
[0019] 图2是本方法实现程序示意图。
[0020] 图3是火箭残骸落点预测系统结构示意图。
具体实施方式
[0021] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图对本发明进一步详细说明。
[0022] 如图1和图3所示，本技术方法通过落点预测系统接入航天测控网络，从中根据雷达数据处理系统提供的数据，提取出火箭残骸和火箭飞行位置、速度信息，根据遥测数据处理系统提供的信息，提取出火箭残骸分离的时间，通过拟合仿真得到初步的分离点数据，结合飞行环境数学建模和气动特性分析，建立火箭残骸飞行动力学模型，通过落点影响因素分析，进行落点精确预报，缩小落区搜索范围，提升火箭残骸回收工作效率。实现本方法主要通过以下步骤：
[0023] 1、基于实测弹道的分离点状态分析
[0024] 火箭残骸落点预测系统接收基地各类遥外测数据，通过设置数据检择标准，对数据进行预处理。根据遥测提供的火箭分离时间，利用数值分析方法，从实测数据中获取较为精确的火箭位置、速度信息，为火箭残骸落点预测提供较为精确的初始状态。通过对历史任务数据进行对比，综合分析可能获取的各测控设备信息，依据数据精度和可靠性，制定可行的数据选取判断准则。结合历次试验任务的事后数据处理结果，重点分析分离点时间附近测量数据中速度信息的变化情况，提高分离点状态信息的精确度。
[0025] 2飞行环境数学建模
[0026] 根据估算的火箭残骸飞行范围，基于标准大气模型，并结合落区实际地理特点和及时的气象条件，建立相应的修正气象环境数学模型，通过该模型可得出火箭火箭残骸在坠落过程中不同时刻受到的气动影响状况。模型研究内容包括大气密度、压力、温度、湿度以及空气流动速度等参数随高度的分布情况，重点是空气密度变化趋势和风速的变化趋势。
[0027] 3火箭残骸气动特性分析
[0028] 通过构建火箭及火箭残骸三维模型后，对其表面进行网格划分，在火箭残骸圆柱形表面，采用四边形的结构性网格，在火箭残骸头部，采用三角形网格进行划分，对于发动机喷管部分，则按照非结构性网格进行划分。
[0029] 预先估算火箭残骸大致气动特性，模拟火箭残骸坠落过程，得到较为合理的落点后，根据仿真过程得出火箭残骸在不同马赫数时的飞行环境，并用该参数作为气动特性计算的条件，在多个状态下利用三维可压缩非定常欧拉方法，进行气动特性数据进行数值工程估算。
[0030] 4火箭残骸动力学建模
[0031] 依托现有技术基础，通过研究火箭火箭残骸下落过程中经过的主要空间环境，从落区的实际情况和火箭残骸的具体特点出发，主要研究坠落过程中受到的重力、空气动力、离心惯性力和科氏惯性力变化情况，重点考虑分离点状态、火箭残骸分离扰动、风干扰、大气参数偏差、火箭残骸气动偏差等参数对火箭残骸轨迹的影响，建立与落区具体环境相符合，适用于火箭残骸坠落过程的动力学模型。利用四阶龙哥库塔方法求解动力学运动方程，通过严密的数学模型分析对火箭残骸坠落过程中的状态变化。基于多次理论弹道和实际测量弹道数据，仿真计算理论落点和实际落点，验证模型的正确性，为火箭残骸落点范围预测提供基础。
[0032] 5落点影响因素及误差分析
[0033] 根据理论分析可知对落点的主要影响因素可以分为制导误差、后效误差、再入误差和引力异常误差。其中制导误差包括制导系统误差和制导方法误差。制导方法误差指在外干扰作用下，由于制导方法不完善而产生的偏差。后效误差则是指火箭残骸分离后能使火箭残骸产生附加速度增量，改变分离点状态，从而增加落点偏差。再入误差指火箭残骸再入大气层后，受到干扰引起的偏差。引力异常误差主要指地球相对正常椭球的地球引力场扰动。通过数学建模仿真，确定制导误差、再入误差、引力异常误差对落点的影响范围。还需要基于多次历史数据，通过计算数据和实际落点数据的对比，深入分析不同型号火箭在分离过程中产生的后效误差影响范围，通过进行模型修正，缩小落点误差。
[0034] 6动力学数学模型及其实现
[0035] 1)火箭残骸重力分析
[0036] 根据火箭弹道学将地球近似看成一个质量分布均匀的椭球体。一般将地球引力沿地心矢径 和地轴 方向分解：
[0037]
[0038] 其中m为火箭残骸质量，fM＝3.986005×1014为地球引力系数，J＝1.62395×10-3为地球动力学系数，r为火箭残骸地心距，φ为火箭残骸地心纬度，ae＝6378140m，为地球椭球体长半轴。
[0039] gr′在弹道坐标系上的投影：
[0040]
[0041] 而gωe在地面坐标系上的投影为：[gωecosφ gωesinφ 0]T，利用地面坐标系和弹道坐标系的转换矩阵MKG可得：
[0042]
[0043] 2)空气动力分析
[0044] 一般将空气动力 在气流坐标系分解为三个变量：阻力D，升力L和侧力C。阻力D方向沿气流坐标系OAXA负向，而升力L和侧力分别沿气流坐标系OAYA和OAZA轴的正向。因此气动力 在气流坐标系中的投影如下
[0045]
[0046] 其中ρ为空气密度，va为火箭残骸的空速，S为火箭残骸气动面积，kd、kl和kc分别为火箭残骸的阻力系数、升力系数和侧力系数。利用气流坐标系到弹道坐标系的坐标转换可得空气动力 在弹道坐标系中的投影
[0047]
[0048] 3)离心惯性力分析
[0049] 由于地球不停的绕极轴旋转，因此高速飞行的火箭残骸还受到离心惯性力的影响。令地球旋转速度大小为ωe，则离心惯性力可表示为 其中 可表示为[0050] 在地面坐标系中的投影
[0051]
[0052] 则离心惯性力 在弹道坐标系中的投影
[0053]
[0054] 4)科氏惯性力分析
[0055] 科氏惯性力主要是由坐标系的转动与物体在动坐标系中的相对运动引起，可表示为
[0056]
[0057] 而 在弹道坐标系上的投影
[0058]
[0059] 则科氏惯性力在弹道坐标系的投影
[0060]
[0061] 5)火箭残骸运动学方程
[0062] 动力学方程基本描述可以用动量定理来表示：
[0063]
[0064] 其中m为飞行器质量，为飞行器速度矢量，F为质心处外力的合力矢量。在研究飞行器质心运动规律时，由于矢量形式的方程使用不太方便，故用其坐标投影的标量形式来表示。对于任一质心绝对速度为 旋转角速度为 的动坐标系Oxyz上的投影形式如下：
[0065]
[0066] 若火箭残骸速度大小为v，设弹道坐标系OKXKYKZK相对于地面坐标系OGXGYGZG的角速度为 地面坐标系OGXGYGZG相对于地心惯性坐标系OIXIYIZI的角速度为 根据定义， 可用其弹道倾角和弹道偏角的导数来表示 而 则可以由经纬度的变化率加上地球自转速度来表示 很显然：
[0067]
[0068] 将 投影到地面坐标系中得
[0069]
[0070] 利用地面坐标系和弹道坐标系的转换矩阵MKG可得
[0071]
[0072] 弹道坐标系相对地面的角速度在弹道轴系上的投影表示为
[0073]
[0074] 另外飞行速度 在地面坐标系中的投影为
[0075]
[0076] 而在地面坐标系中
[0077]
[0078] 将式2-3至2-10代入2-15可得弹道坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度[0079]
[0080] 综合式2-12和式2-19，将火箭残骸受到的力投影到弹道坐标系，可得火箭残骸坠落质心运动学方程组
[0081]
[0082] 为求得火箭残骸在坠落过程中的航迹，还需建立火箭残骸质心的运动学方程。
[0083] 结合式2-17和式2-18，可得火箭残骸坠落过程的质心运动学方程：
[0084]
[0085] 如图2所示是本方法实现程序示意图，采用本方法预测具体结果如表1所示，在20多次任务过程中，预测误差平均为5.89Km，远小于火箭发射前提供的落区范围。2013年本系统开始应用于西昌卫星发射中心，有效的指导了落区火箭残骸回收工作，降低了回收难度，发挥了巨大的经济和军事效益。表1 火箭残骸落点误差统计
[0086]
[0087] 现有火箭残骸落区范围非常大，最大的有30Km*90Km，火箭残骸回收难度大，本技术方法可以将火箭残骸落点平均误差缩小到6Km以内。而且本发明技术预测时间较短，一般不超过5秒，而火箭残骸落地过程，经过计算和实际检测，一般超过360秒，本系统可以为落区范围内的群众提供350秒的预警时间。
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