一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法与流程

本发明涉及一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，属于运载火箭弹轨道设计。

背景技术：

1、对于运载火箭的发射点位分布在内陆基地的情况，残骸的落区控制问题日益凸显。近年来，随着国民经济的发展，各地生产建设取得较快发展，客观上使得运载火箭在各内陆发射基地的发射任务落区选择和落区范围设计变得愈发困难，特别是在某些特定射向的任务中，火箭的一子级和整流罩落区分布在东南及沿海人口稠密地带，落区选择范围受到较大压缩，尤其是对被动段飞行轨迹不确定性更强的整流罩落区精细化设计要求越来越高，需要进一步开展落区面积缩减设计。

2、整流罩落区面积控制的需求愈发迫切。一方面，经济发展导致国土内可用落区面积减少，新落区的选择和确定愈发困难，勘察落区也要协调军队、地方政府、科技部门等多方人力及物力资源，经济代价大；另一方面，经过多年发展，现存已有的成熟落区内的生产建设速度也在不断加快，已经出现了因为区域内新增诸如干道公路、铁路、水库、大坝等高价值目标而导致成熟落区不可用的情况。因此，迫切需要通过优化落区设计方法，缩减落区面积，从而避免因无可用落区而导致的飞行任务的重大调整，或避免因落区位置调整而导致的飞行任务运载能力下降等问题，从而为提升发射效率，降低任务代价提供支撑。

技术实现思路

1、本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，通过控制方法改进，实现落区面积的有效缩减；通过弹道优化方法改进，解决落区要求与轨道要求间的突出矛盾；通过打靶方法改进，实现对落区数据的精细化分析与设计；通过历史子样分析，实现对落区设计改进方案的例证和支撑。

2、本发明的技术解决方案是：

3、本发明公开了一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，包含以下步骤：

4、建立主动段动力学模型；

5、建立被动段动力学模型；

6、建立二级偏航程序角设计模型；

7、根据所述主动段动力学模型，得到射程抛罩模型；

8、根据被动段动力学模型、二级偏航程序角设计模型和射程抛罩模型，计算整流罩射程；

9、根据所述整流罩射程和落点处环境情况，对所述整流罩落点进行修正，得到修正后的整流罩射程。

10、进一步地，在上述控制方法中，所述主动段动力学模型，具体为：

11、

12、

13、其中，为发惯系下合加速度，xa、ya、za为发惯系下位置矢量，gax、gay、gaz为发惯系下引力加速度，为发惯系下视加速度，vax、vay、vaz为发惯系下的速度。

14、进一步地，在上述控制方法中，所述发惯系下视加速度，公式为：

15、

16、

17、其中，为发惯系下视加速度；为箭体系下视加速度；fax1、fay1、faz1为箭体系下气动力；px1、py1、pz1为箭体系下发动机推力；ψa为发惯系下姿态角，m为火箭质量。

18、进一步地，在上述控制方法中，所述发惯系下引力加速度，公式为：

19、

20、

21、

22、其中，gax、gay、gaz为发惯系下引力加速度，xa、ya、za为发惯系下位置矢量，a0为大地方位角，b0为大地纬度，为地心纬度，m为地球质量，j2为地球带谐系数，g为地球引力常数，ae为地球赤道平均半径，rox、roy、roz为地面一点的地心矢径，r为地心矢径的模，gr、gw为引力加速度在地球矢径方向和切向的投影。

23、进一步地，在上述控制方法中，所述被动段动力学模型，具体为：

24、

25、

26、

27、q＝ρv2/2

28、

29、

30、其中，为发惯系下合加速度，vax、vay、vaz为发惯系下的速度，wx、wy、wz为发惯系下当地风场矢量，cxlr为等效气动阻力系数，gax、gay、gaz为发惯系下引力加速度，kr为无量纲系数，s为火箭参考面积，m为火箭质量，cxlr为等效气动阻力系数，q为飞行动压，g为重力加速度，nx为轴向过载，kr为无量纲系数，ρ、ρ0为对应高度及0海拔高度处对应的大气密度。

31、进一步地，在上述控制方法中，所述发惯系下的速度，公式为：

32、vax＝vax+(ya+r0y)ωz-(za+r0z)ωy

33、vay＝vay+(za+r0z)ωx-(xa+r0x)ωz

34、vaz＝vaz+(xa+r0x)ωy-(ya+r0y)ωx

35、其中，vax、vay、vaz为发惯系下的速度，ωx、ωy、ωz为地球自转在发惯系下分量，xa、ya、za为发惯系下位置矢量，rox、roy、roz为地面一点的地心矢径。

36、进一步地，在上述控制方法中，所述二级偏航程序角设计模型，具体为：

37、

38、其中，ψpr为发惯系下偏航程序角，t为二级单独飞行时间，t0～t5为t时间内的六个飞行时间点，ψpr0为二级飞行段初始偏航程序角，ψpr1为抛罩时偏航程序角，ψpr2为二级飞行段最终偏航程序角；为ψpr1对应的角度变化速率；为ψpr2对应的角度变化速率。

39、进一步地，在上述控制方法中，所述根据所述主动段动力学模型，得到射程抛罩模型，具体为：

40、

41、其中，l为预示火箭射程量，vax、vay、vaz为发惯系下的速度，xa、ya、za为发惯系下位置矢量。

42、进一步地，在上述控制方法中，所述根据被动段动力学模型、二级偏航程序角设计模型和射程抛罩模型，计算整流罩射程，具体为：

43、ll＝rmcos-1{[(xl+r0x)·r0x+(yl+r0y)·r0y+(zl+r0z)·r0z]/(rl·r0)}

44、其中，ll为火箭实际射程，rm为地球平均半径，rl为落点向径，xl、yl、zl为落点向径在发射系的分量，r0、r0x、r0y、r0z为发射点对应的地心矢径及在发射系的投影。

45、进一步地，在上述控制方法中，所述发惯系下当地风场矢量，根据《gjb365.1-87北半球标准大气(－2～80公里)》获得。

46、本发明与现有技术的有益效果在于：

47、(1)本发明通过增加子级飞行的全量摄动导引功能，实现了横向速度、位置散步的大幅减小。其机理是通过横向导引一子级横向射程，实现对横向偏差的有效跟踪和限制；

48、(2)本发明基于此项射程分离的整流罩落点精确控制方法，能够针对子级残骸落区紧张的任务，有效缩减子级面积达到50％以上。

技术特征：

1.一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述主动段动力学模型，具体为：

3.根据权利要求2所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述发惯系下视加速度，公式为：

4.根据权利要求2所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述发惯系下引力加速度，公式为：

5.根据权利要求1所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述被动段动力学模型，具体为：

6.根据权利要求5所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述发惯系下的速度，公式为：

7.根据权利要求1所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述二级偏航程序角设计模型，具体为：

8.根据权利要求1所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述根据所述主动段动力学模型，得到射程抛罩模型，具体为：

9.根据权利要求1所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述根据被动段动力学模型、二级偏航程序角设计模型和射程抛罩模型，计算整流罩射程，具体为：

10.根据权利要求5所述的一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法，其特征在于：所述发惯系下当地风场矢量，根据《gjb365.1-87北半球标准大气(－2～80公里)》获得。

技术总结
本发明公开了一种基于射程分离的整流罩落点精确控制方法；建立火箭飞行时主动段和被动段动力学模型、建立二级偏航程序角设计模型；根据所述主动段动力学模型，得到射程抛罩模型；根据被动段动力学模型、二级偏航程序角设计模型和射程抛罩模型，计算整流罩落点；根据所述整流罩落点的环境情况，对所述整流罩落点进行修正，得到修正后的整流罩落点。通过控制方法改进，实现落区面积的有效缩减；通过弹道优化方法改进，解决落区要求与轨道要求间的突出矛盾；通过打靶方法改进，实现对落区数据的精细化分析与设计；通过历史子样分析，实现对落区设计改进方案的例证和支撑。

技术研发人员：樊晨霄,李君,崔照云,刘银,陈士强,邢建伟,汤亮,张志国,张晚晴
受保护的技术使用者：北京宇航系统工程研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15