[发明专利]多光源激光飞行器弹道设计方法和系统

说明书

本发明提供了一种多光源激光飞行器弹道设计方法和系统，应用于目标激光飞行器，目标激光飞行器为至少两个光源提供激光束的激光飞行器，目标激光飞行器的型号为Myrabo光船构型；方法包括：确定目标激光飞行器的结构模型参数；确定为目标激光飞行器提供激光束的光源的位置信息，和确定目标激光飞行器的初始俯仰角；基于结构模型参数，计算目标激光飞行器在加速过程的动力模型参数，和计算目标激光飞行器在吸气模式下的气动参数；基于光源的位置信息、动力模型参数、气动参数和初始俯仰角，对目标激光飞行器进行弹道计算。本发明缓解了现有技术中存在的传统化学动力运载火箭的弹道设计方法不适用于多光源激光飞行器弹道设计的技术问题。

技术领域

本发明涉及激光飞行器技术领域，尤其是涉及一种多光源激光飞行器弹道设计方法和系统。

背景技术

激光推进是一种新型飞行器推进技术，可以利用地面激光基站发射的激光束作为动力来源，使得激光飞行器产生推力完成卫星入轨发射任务。

激光飞行器发射方案涉及到结构、动力、气动、弹道等多学科设计。国内激光飞行器相关弹道设计方法较少，多为单地基激光站设计，且现有的设计方法多为将各学科单独设计并整合，学科之间存在的耦合变量需要进行多次迭代，时间成本较大，不方便进行整体设计优化。

由于激光推进产生推力的方式与传统化学推进的不同(由激光源提供激光束作用于工质产生推力)，对激光入射角(激光束与激光飞行器轴线的夹角)为零的特殊要求，使得传统化学运载火箭的弹道设计方法不适用于目标激光飞行器弹道设计。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种多光源激光飞行器弹道设计方法和系统，以缓解现有技术中存在的传统化学动力运载火箭的弹道设计方法不适用于多光源激光飞行器弹道设计的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种多光源激光飞行器弹道设计方法，应用于目标激光飞行器，所述目标激光飞行器为至少两个光源提供激光束的激光飞行器，所述目标激光飞行器的型号为Myrabo光船构型；包括：确定所述目标激光飞行器的结构模型参数；确定为所述目标激光飞行器提供激光束的光源的位置信息，和确定所述目标激光飞行器的初始俯仰角；基于所述结构模型参数，计算所述目标激光飞行器在加速过程的动力模型参数，和计算所述目标激光飞行器在吸气模式下的气动参数；基于所述光源的位置信息、所述动力模型参数、所述气动参数和所述初始俯仰角，对所述目标激光飞行器进行弹道计算。

进一步地，为所述目标激光飞行器提供激光束的光源包括：第一光源和第二光源；所述第一光源为地基激光站，所述第二光源为中继卫星；确定为所述目标激光飞行器提供激光束的光源的位置信息，包括：基于如下算式确定所述第二光源的位置信息：dα(t)＝α₀+ω_αdt；其中，x^*、y^*、z^*为所述中继卫星的位置信息，x^*_max、y^*_max、z^*_max为所述中继卫星的轨道在地心赤道坐标系投影的最大坐标值，α_x、α_y、α_z分别是投影取到最大坐标值时所述中继卫星转过的角度，α₀为所述中继卫星为所述目标激光飞行器开始提供激光束时与地心连线和所述目标激光飞行器与地心连线的角度，ω_α为所述中继卫星的运行角速度，R_e为地球半径，H为所述中继卫星距离地面的高度，G为万有引力常量，M为地球质量；d(t)为所述中继卫星与地心的连线和所述中继卫星为所述激光飞行器开始提供激光束时刻所述激光飞行器与地心连线随时间变化的夹角角度。