一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法与流程

[0001]
本发明涉及一种确保起飞安全的方法。


背景技术：

[0002]
为了保证火箭安全离开发射塔架，实现安全起飞出塔，要求火箭起飞漂移量控制在安全范围内。起飞漂移量的大小与火箭出塔前滚动姿态角偏差密切相关，滚动姿态角偏差越大则火箭起飞漂移量越大。
[0003]
传统运载火箭点火起飞后对滚动通道无特殊处理，起飞时刻滚动通道姿态角与滚动通道程序角存在偏差，起飞过程中火箭发动机推力不一致、火箭发动机机架变形等干扰影响下，导致火箭飞出塔架期间滚动通道姿态角偏差较大，给火箭安全起飞带来较大的安全隐患。


技术实现要素：

[0004]
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
[0005]
本发明所采用的技术方案是：一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：
[0006]
步骤1、确定起飞时刻滚动姿态角γ
gz_qf
：
[0007]
按照公式γ
gz_qf
＝a
射向-a
瞄准
进行计算，其中，a
射向
为运载火箭发射射向，根据任务特点确定；a
瞄准
为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定；
[0008]
步骤2、确定起飞滚转起始时间t1：
[0009]
起飞滚转起始时间t1在火箭完全出发射塔架之后，在火箭开始程序转弯之前；
[0010]
步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角：
[0011]
在运载火箭点火起飞后，至运载火箭起飞滚转之前，令起飞后滚动程序角γ
cx
(t)等于起飞时刻滚动惯性系姿态角γ
gz_qf
，按照公式
[0012]
γ
cx
(t)＝γ
gz_qf 0≤t≤t1；
[0013]
其中，t为时间；
[0014]
步骤4、计算火箭起飞后滚动姿态角偏差：
[0015]
按照公式δγ
gz
(t)＝γ
gz
(t)-γ
cx
(t)进行实时计算，其中γ
gz
(t)为火箭起飞后滚动通道惯性系姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；δγ
gz
(t)为起飞后滚动通道惯性系姿态角偏差，在火箭起飞t＝0s时刻满足δγ
gz
(0s)＝0
°
。
[0016]
步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γ
cx
(t)控制火箭飞行。
[0017]
基于上述方法建立的确保起飞安全的系统，包括：
[0018]
第一模块、用于确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γ
gz_qf
，确定起飞滚转起始时
间t1；
[0019]
第二模块、用于计算火箭起飞后滚动程序角γ
cx
(t)，并实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
[0020]
第三模块、用于在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照计算获得的滚动程序角γ
cx
(t)控制火箭飞行；t为时间。
[0021]
本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0022]
(1)本发明的方法在火箭点火起飞后、起飞滚转开始之前，采用滚动程序角等于飞行软件计算的制导初始滚动姿态角方式，使得初始滚动姿态角偏差为零，通过该处理方式有效保证了滚动姿态角偏差在合理范围内，从而减小了运载火箭的起飞漂移量，保证了运载火箭的起飞安全。
[0023]
(2)本发明的方法克服了传统运载火箭起飞时刻滚动姿态角偏差较大的缺点，在火箭点火起飞后到安全出塔架前这段时间，令滚动程序角等于制导计算的初始滚动姿态角，可以有效减小滚动角偏差，进而减小起飞偏移量，确保运载火箭的安全起飞。
附图说明
[0024]
图1为运载火箭起飞滚转前滚动通道程序角变化过程图；
[0025]
图2为运载火箭起飞滚转前滚动通道惯性系姿态角偏差曲线图。
具体实施方式
[0026]
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
[0027]
实施例1
[0028]
在运载火箭点火起飞后，经过t1秒的时间飞离发射塔架，在火箭点火起飞后到安全出塔架前这段时间，令滚动通道程序角等于制导系统解算出的初始滚动姿态角，确保点火起飞时滚动通道姿态角偏差为零，有效保证了滚动姿态角偏差在合理范围内，可以减小运载火箭的起飞漂移量，实现安全起飞的目的。
[0029]
一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：
[0030]
步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γ
gz_qf
，按照公式γ
gz_qf
＝a
射向-a
瞄准
进行计算，其中a
射向
为运载火箭发射射向，根据任务特点确定，a
瞄准
为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定。
[0031]
步骤2、确定起飞滚转起始时间t1，按照火箭滚转控制能力与飞行任务要求确定，起飞滚转起始时间一般在火箭完全出发射塔架之后，在火箭开始程序转弯之前。
[0032]
步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角：
[0033]
在运载火箭点火起飞后，至运载火箭起飞滚转之前，令滚动程序角γ
cx
(t)等于起飞时刻滚动姿态角γ
gz_qf
，按照公式
[0034]
γ
cx
(t)＝γ
gz_qf 0≤t≤t1；
[0035]
其中：γ
cx
为起飞后滚动程序角；
[0036]
步骤4、计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差δγ
gz
(t)；
[0037]
按照公式δγ
gz
(t)＝γ
gz
(t)-γ
cx
(t)进行实时计算，其中γ
gz
(t)为惯性系下火箭起飞后滚动姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；δγ
gz
(t)在火箭
起飞t＝0s时刻满足δγ
gz
(0s)＝0
°
。
[0038]
步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γ
cx
(t)控制火箭飞行。
[0039]
基于上述方法建立的确保起飞安全的系统，包括：
[0040]
第一模块、用于确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γ
gz_qf
，确定起飞滚转起始时间t1；
[0041]
第二模块、用于计算火箭起飞后滚动程序角γ
cx
(t)，并实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
[0042]
第三模块、用于在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照计算获得的滚动程序角γ
cx
(t)控制火箭飞行；t为时间。
[0043]
图1说明了在运载火箭点火起飞后、起飞滚转前滚动通道程序角变化过程，图2说明了当火箭起飞后采用滚动程序角等于制导计算的滚动初始姿态角时，滚动姿态角偏差能保持在1
°
范围内，满足运载火箭安全起飞对滚动通道姿态角偏差的要求。
[0044]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。