[发明专利]一种运载火箭弹道设计方法

说明书

本发明公开了一种运载火箭弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计技术领域，包括根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；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；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。本发明的运载火箭弹道设计方法，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。

技术领域

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

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。

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

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。

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：

根据发射任务设计并生成初始弹道，得到入轨条件参数；

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；

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。

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。

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：

设置四个调整门限；

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；

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；

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。

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

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。