技术领域
[0001] 本
发明涉及运载火箭弹道设计技术领域，具体涉及一种运载火箭弹道设计方法。
背景技术
[0002] 运载火箭多星发射，又称一箭多星，是指一枚运载火箭将多颗卫星发射到预定轨道。一箭多星发射方式能充分地利用运载火箭的运载能
力，降低运载火箭的发射成本，多星发射就是在整流罩内装有多颗卫星，整流罩内的卫星根据多少及大小进行合理安排，根据发射任务实际需求，到太空一定的高度一起或分别发射出去。
[0003] 在发射任务中，若在不同的轨道高度上释放不同类型的卫星
载荷时，需要将运载火箭进行轨道转移，基于传统的轨道转移方法，一般使用经典的霍曼转移来完成，霍曼转移虽以最小消耗
燃料为准则，在工程实际应用中，由于霍曼转移的时间较长，给运载火箭各分系统工作提出了更高的可靠性与
稳定性要求，在完成发射任务的过程中，给发射任务增添了
风险。
发明内容
[0004] 针对
现有技术中存在的
缺陷，本发明的目的在于提供一种运载火箭弹道设计方法，实现运载火箭快速入轨。
[0005] 为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：一种运载火箭弹道设计方法，其包括：
[0006] 根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；
[0007] 根据运载火箭在发射惯性
坐标系的速度和
位置计算飞行状态参数；
[0008] 设置初始计算条件，以末助推第一次关机点远地点高度、末助推第二次关机点速度和当地弹道倾
角、以及目标轨道高度为约束条件，根据初始计算条件、入轨条件参数和飞行状态参数进行计算，得到约束条件的偏差，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，据此计算并输出标准弹道数据。
[0009] 在上述技术方案的
基础上，初始计算条件包括末助推第一次关机点远地点高度RE1、末助推第一次关机剩余推进剂
质量DSMY41、末助推第二次关机剩余推进剂质量DSMY42、末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1以及末助推第一次工作的
姿态角PHI4。
[0010] 在上述技术方案的基础上，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，具体包括：
[0012] 调整末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41，使末助推第一次关机点远地点高度偏差的绝对值在第一门限内；
[0013] 调整末助推第二次关机剩余推进剂质量DSMY42，使末助推第二次关机点速度偏差的绝对值在第二门限内；并且，调整末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1，使末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差的绝对值在第三门限内；
[0014] 调整末助推第一次关机点远地点高度RE1，使末助推第二次关机点轨道长半轴偏差的绝对值在第四门限内。
[0015] 在上述技术方案的基础上，飞行状态参数包括入轨点运载火箭至地心实际距离RE、入轨点运载火箭实际绝对速度V以及入轨点运载火箭实际当地弹道倾角η，且[0016]
[0017]
[0018]
[0019] 其中，运载火箭在发射惯性坐标系中的速度参数为VIxg,VIyg,VIzg，位置参数为RExg,REyg,REzg。
[0020] 在上述技术方案的基础上，入轨条件参数包括入轨点运载火箭至地心理论距离bzRE、入轨点运载火箭理论绝对速度Vbz以及入轨点运载火箭理论当地弹道倾角ηbz。
[0021] 在上述技术方案的基础上，末助推第一次关机点远地点高度RE1的计算公式如下：
[0022] RE1＝bzRE-R0
[0023] 其中，R0为地球半径。
[0024] 在上述技术方案的基础上，末助推第一次关机点远地点高度偏差Δh1为：
[0025] Δh1＝h_apo-RE1
[0026] 其中，h_apo为末助推第一次关机点远地点计算高度；
[0027] 若末助推第一次关机点远地点高度偏差的绝对值超出第一门限，则末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41的调整量为Δh/k1，k1为第一
迭代系数。
[0028] 在上述技术方案的基础上，末助推第二次关机点速度偏差ΔV为：
[0029] ΔV＝V-Vbz
[0030] 上述末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差Δη为：
[0031] Δη＝η-ηbz
[0032] 若末助推第二次关机点速度偏差的绝对值超出门限第二门限，则第二次关机剩余推进剂质量DSMY42的调整量为ΔV/k2，k2为第二迭代系数；若末助推第二次关机点地弹道倾角偏差的绝对值超出第三门限，则末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1的调整量为Δη。
[0033] 在上述技术方案的基础上，末助推第二次关机点轨道长半轴偏差Δh2为：
[0034] Δh2＝a-bzRE
[0035] 其中，a为末助推第二次关机点轨道长半轴；
[0036] 若末助推第二次关机点轨道长半轴偏差的绝对值超出第四门限，则末助推第一次关机点远地点高度RE1的调整量为Δh2。
[0037] 在上述技术方案的基础上，第一门限e1为50m，上述第二门限e2为0.01m/s，上述第三门限e3为0.001°，上述第四门限e4为100m。
[0038] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0039] 本发明的运载火箭弹道设计方法，综合考虑转移时间与
能量消耗，从不同的轨道高度上进行转移时，通过灵活分配运载火箭末级的能量消耗，以能量管理为基础，达到优化轨道转移时间的设计目标，为弹道计算提供最优计算条件，有效减少轨道转移工作时间，实现快速入轨。
附图说明
[0040] 图1为本发明
实施例中运载火箭弹道设计方法的
流程图。
具体实施方式
[0041] 以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。
[0042] 参见图1所示，本发明实施例提供一种运载火箭弹道设计方法，其包括：
[0043] 根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；
[0044] 根据运载火箭在发射惯性坐标系的速度和位置计算飞行状态参数；
[0045] 设置初始计算条件，以末助推第一次关机点远地点高度、末助推第二次关机点速度和当地弹道倾角、以及目标轨道高度为约束条件，根据初始计算条件、入轨条件参数和飞行状态参数进行计算，得到约束条件的偏差，对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，据此计算并输出标准弹道数据。
[0046] 本发明实施例综合考虑转移时间与能量消耗，从不同的轨道高度上进行转移时，通过灵活分配运载火箭末级的能量消耗，以能量管理为基础，达到优化轨道转移时间的设计目标，为弹道计算提供最优计算条件，有效减少轨道转移工作时间，达到快速入轨的目的。
[0047] 本发明实施例在标准条件下使用三
自由度弹道模型计算弹道，标准条件包括：地球模型为IAG-75椭球模型；地球表面的重力
加速度为9.80665m/s2；大气条件为国家标准大气；并且，运载火箭末级工作两次，将载荷从发射任务的初始轨道高度进行轨道机动送入目标轨道高度，其中，初始轨道为500km圆轨道，目标轨道高度为700km圆轨道。
[0048] 优选地，初始计算条件包括末助推第一次关机点远地点高度RE1、末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41、末助推第二次关机剩余推进剂质量DSMY42、末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1以及末助推第一次工作的姿态角PHI4。
[0049] 优选地，上述对初始计算条件进行优化，获得最优计算条件，具体包括：
[0050] 设置四个调整门限，包括第一门限、第二门限、第三门限和第四门限，其中，第一门限e1为末助推第一次关机点远地点高度偏差迭代门限，第二门限e2为末助推第二次关机点速度偏差迭代门限，第三门限e3为末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差迭代门限，第四门限e4为末助推第二次关机点轨道长半轴偏差迭代门限；
[0051] 运载火箭末级第一次工作结束，调整末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41，使末助推第一次关机点远地点高度偏差的绝对值在第一门限内；
[0052] 经过运载火箭末级
滑行段后，运载火箭末级第二次工作结束，调整末助推第二次关机剩余推进剂质量DSMY42，使末助推第二次关机点速度偏差的绝对值在第二门限内；并且，调整末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1，使末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差的绝对值在第三门限内；
[0053] 调整末助推第一次关机点远地点高度RE1，使末助推第二次关机点轨道长半轴偏差的绝对值在第四门限内。
[0054] 本发明实施例中，定义运载火箭发射惯性坐标系oAxyz，坐标原点与运载火箭发射点固连，oAx轴在发射点
水平面内，指向发射瞄准方向，oAy轴垂直于发射点水平面面指向上方，oAz轴垂直于xoAy面并构成右手坐标系。火箭
起飞后，点及坐标系各轴方向在惯性空间保持不变。某时刻，运载火箭在发射惯性坐标系中的速度参数值为VIxg,VIyg,VIzg，位置参数值为RExg,REyg,REzg。
[0055] 其中，飞行状态参数包括入轨点运载火箭至地心实际距离RE、入轨点运载火箭实际绝对速度V以及入轨点运载火箭实际当地弹道倾角η。根据运载火箭在发射惯性坐标系的速度和位置参数计算得到：
[0056]
[0057]
[0058]
[0059] 本发明实施例中，入轨条件参数包括入轨点运载火箭至地心理论距离bzRE、入轨点运载火箭理论绝对速度Vbz以及入轨点运载火箭理论当地弹道倾角ηbz。
[0060] 其中，入轨点运载火箭至地心理论距离bzRE根据发射任务需求进行设计，入轨点运载火箭绝对速度Vbz根据入轨点运载火箭至地心理论距离bzRE进行计算，入轨点运载火箭理论当地弹道倾角ηbz一般取90°。
[0061] 本发明实施例中，弹道计算需要设置初始计算条件，且初始计算条件需设计合理，避免轨道无法迭代计算的情况。
[0062] 优选地，末助推第一次关机点远地点高度RE1的计算公式如下：
[0063] RE1＝bzRE-R0
[0064] 其中，R0为地球半径，R0＝6378140m。
[0065] 末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41与末助推第二次关机剩余推进剂质量DSMY42根据不同的运载火箭型号总体参数进行设置，且DSMY41>DSMY42。末助推第一次工作的姿态角PHI4大小设定的范围为0°
[0066] 本实施例中，各迭代系数需满足一定范围要求，若迭代系数过大，则迭代速度较慢，若系数过小，则可能迭代后无法满足给定目标轨道条件需求。具体地，末助推第一次关机点远地点高度偏差Δh1为：
[0067] Δh1＝h_apo-RE1
[0068] 其中，h_apo为末助推第一次关机点远地点高度。
[0069] 在J2000时刻的天赤道与二分点用来定义天球参考坐标系，该参考坐标系也可写作J2000坐标或简单记为J2000。
[0070] 具体地，依据运载火箭在发射惯性坐标系中的速度参数值为VIxg,VIyg,VIzg，位置参数值为RExg,REyg,REzg，通过坐标转换获得J2000系的速度VJ2000,Vj2000,VJ2000与位置RJ2000,Rj200,0RJ2000大小，将J2000系的速度大小VJ2000,Vj2000,VJ2000定义为 将J2000系的位置大小RJ2000,Rj2000,RJ2000定义为r，h_apo的计算步骤如下：
[0071] (1)计算运载火箭的动量矩h与动量矩模量h大小：
[0072]
[0073]
[0074] (2)根据 r与h的大小计算e与e：
[0075]
[0076]
[0077] (3)根据|h|、|e|计算h_apo大小：
[0078]
[0079] h_apo＝a(1+|e|)
[0080] 其中，μ为地球引力常数，μ＝3.986005×1014；a为末助推第二次关机点轨道长半轴。
[0081] 若末助推第一次关机点远地点高度偏差的绝对值超出第一门限e1，即|Δh|＞e1，则末助推第一次关机剩余推进剂质量DSMY41的调整量为Δh/k1，k1为第一迭代系数，且1e3≤k1≤1e4；若|Δh|≤e1，则迭代结束，即满足末助推第一次关机点远地点高度约束。
[0082] 具体地，末助推第二次关机点速度偏差ΔV为：
[0083] ΔV＝V-Vbz
[0084] 末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差Δη为：
[0085] Δη＝η-ηbz
[0086] 若末助推第二次关机点速度偏差的绝对值超出门限第二门限e2，即|ΔV|＞e2，则第二次关机剩余推进剂质量DSMY42的调整量为ΔV/k2，k2为第二迭代系数，且1≤k2≤20；若末助推第二次关机点地弹道倾角偏差的绝对值超出第三门限e3，即|Δη|＞e3，则末助推第二次开机点当地弹道倾角FIRE1的调整量为Δη；若|ΔV|≤e2且|Δη|≤e3，则迭代结束，即满足末助推第二次关机点速度和当地弹道倾角约束。
[0087] 具体地，末助推第二次关机点轨道长半轴偏差Δh2为：
[0088] Δh2＝a-bzRE
[0089] 其中，a为末助推第二次关机点轨道长半轴；a如上所述是根据运载火箭末助推第二次关机点时刻的协调世界时即UTC时间、J2000坐标系下的速度、位置大小计算得到。
[0090] 若末助推第二次关机点轨道长半轴偏差的绝对值超出第四门限e4，即|Δh|＞e4，则末助推第一次关机点远地点高度RE1的调整量为Δh2；若|Δh|≤e4，则迭代结束，即满足目标轨道高度约束。
[0091] 优选地，第一门限e1为50m，第二门限e2为0.01m/s，第三门限e3为0.001°，第四门限e4为100m。
[0092] 本发明实施例适用于在运载火箭末级将载荷从初始轨道高度送入目标轨道高度的变轨情况，保证运载火箭精确入轨。
[0093] 本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本
说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
