[发明专利]运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法

说明书

本发明提供了运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。该奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。该设计方法提高了设计效率、降低了飞行诸元复杂度，有利于实现大型低温运载火箭可靠发射、精准入轨。

技术领域

本发明属于运载火箭总体设计和发射任务规划领域，涉及运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法。

背景技术

地球与火星均为太阳的卫星，均一边自传一边围绕太阳公转。在太空中，地球与火星的相对位置时刻在发生变化。从地球上发射运载工具向火星发射探测器（以下称奔火发射），进行火星深空探测的机会平均每26个月仅有一次。

为实现在地球上的滨海发射场复杂的气象环境条件中，可靠地发射大型液体低温运载火箭（以下称运载火箭），并在器箭分离后，使得探测器精准地进入火星轨道入口（以下称入轨），需要采用多个发射日、每个发射日分布多条窄窗口这一多轨道奔火发射控制方案。

随着发射日数量的增加、发射轨道数量的增加，在进行多轨道发射方案设计时，如果采用基础级变射向、变滑行时间的多轨道奔火发射方案，针对器箭分离点参数迭代拼接需要大规模的运算量，复杂度高，不但影响发射方案的设计效率，也不利于提升发射的可靠性。并且对火箭控制系统参数设计、航落区安全、上升段（包括发射之后到入轨之前的全部飞行段）测控覆盖等均带来了新的、更大的挑战。因此，急需复杂度更低、可靠性更高的奔火发射轨道（也即运载火箭的飞行轨道）设计方法，以实现更大概率地完成奔火发射任务。

发明内容

针对以上问题，本发明提供运载火箭奔火发射多轨道设计方法及奔火发射控制方法，以解决现有技术中多轨道设计方法的复杂度高、发射可靠性偏低等问题中的一个或多个。

第一方面，本发明提供一种运载火箭奔火发射多轨道设计方法，包括：获取奔火发射任务指定的P个火星轨道入口的任务数据，其中，每一个火星轨道入口的任务数据包括探测器位于火星轨道入口的发射窗口，P为大于2的自然数；采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，其中，所述P个奔火发射轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；在所述运载火箭受控地按照所述P个奔火发射轨道中的任一个飞行时，所述运载火箭将所述探测器运载至该奔火发射轨道对应的火星轨道入口。

在一些实施例中，每个奔火发射轨道包括基于摄动制导的基础级飞行段轨道和基于迭代制导的入轨级飞行段轨道；所述P个奔火发射轨道各自的基础级飞行段轨道共用同一条标称轨道；所述P个奔火发射轨道各自的入轨级飞行段轨道的目标点一一对应所述P个火星轨道入口；所述标称轨道的滑行末点为P个入轨级飞行段轨道各自的启控点。

在一些实施例中，所述采用迭代优化方法，设计由所述运载火箭运载所述探测器飞行的P个奔火发射轨道，包括：

在每一轮次迭代时，

根据前一轮次结束时生成的射向与滑行时间，基于摄动制导生成当前轮次的P个基础级飞行段轨道共用的标称轨道；

根据当前轮次的标称轨道的滑行末点、所述P个火星轨道入口的任务数据，基于迭代制导设计当前轮次的满足多轨道奔火适应性约束的P个目标诸元及模型参数、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道；

根据当前轮次的标称轨道、当前轮次的P个入轨级飞行段轨道，确定所述运载火箭受控地按照当前轮次的P个奔火发射轨道中的每一个飞行时，分别对应的入轨概率、入轨精度和运载能力；