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。

技术实现要素：

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。

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。

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：

re1＝bzre-r0

其中，r0为地球半径。

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：

δh1＝h_apo-re1

其中，h_apo为末助推第一次关机点远地点计算高度；

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。

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：

δv＝v-vbz

上述末助推第二次关机点当地弹道倾角偏差δη为：

δη＝η-ηbz

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。

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：

δh2＝a-bzre

其中，a为末助推第二次关机点轨道长半轴；

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。

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。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

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

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

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

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：

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。

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。

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。

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：

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；

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；

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；

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。

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。

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：

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。

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°。

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。

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：

re1＝bzre-r0

其中，r0为地球半径，r0＝6378140m。

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°