本申请涉及运载火箭弹道设计,特别涉及一种高效程序转弯的弹道设计方法。
背景技术:
1、除探空任务外,运载火箭需要在一级飞行段完成程序转弯,实现快速转弯的目的,以使运载火箭关机时达到飞行器所要求的运动状态。
2、一级飞行段一般包括垂直上升段和一级程序转弯段。在垂直上升段,攻角为零,运载火箭垂直上升。若垂直上升段的时间过长,会增大速度的重力损失,转弯时因速度过大而需要较大的法向力。若垂直上升段的时间过短,发动机可能还未达到额定工作状态,或者速度过小导致控制力矩太小,从而影响控制性能。在一级程序转弯段,动压比较大,干扰力矩强,以致克服困难。
3、因此,在一级飞行段设计程序转弯时,运载火箭干扰力矩强、控制力矩小导致控制系统设计压力较大,控制精度低。
技术实现思路
1、本申请实施例提供一种高效程序转弯的弹道设计方法,以解决相关技术运载火箭干扰力矩强、控制力矩小导致控制系统设计压力大、控制精度低的技术问题。
2、本申请实施例提供了一种高效程序转弯的弹道设计方法,其包括以下步骤:
3、在运载火箭上布置两台转弯发动机,依次提供侧向推力;
4、在程序转弯段设计程序角模式,设置交班点;
5、所述交班点前,所述程序角模式为俯仰角模式;
6、自所述交班点后,所述程序角模式从俯仰角模式转换为攻角模式。
7、在一些实施例中,所述程序转弯段包括依次设置的垂直上升段、匀加速段、匀减速段、攻角回零段;其中,所述匀加速段为第一台转弯发动机工作时段,所述匀减速段为第二台转弯发动机工作时段,所述交班点设置于所述匀减速段和所述攻角回零段的交班时刻。
8、在一些实施例中,所述程序角模式包括:
9、根据所述程序转弯段中各阶段结束时刻构建分段函数;
10、所述分段函数为:
11、
12、
13、式中,φcx为俯仰角;t1为垂直上升段结束时刻;t2为第一台转弯发动机工作结束时刻;t3为第二台转弯发动机工作结束时刻;t4为程序转弯结束/攻角回零时刻;θ为弹道倾角;α为飞行攻角;k为程序转弯段角加速度;ɑmax,转弯系数ɑ,t0为常数项;
14、确定所述程序转弯段中各阶段结束时刻和交班点参数。
15、在一些实施例中,确定所述程序转弯段中垂直上升段结束时刻t1包括:
16、根据所述运载火箭的起飞推重比获取垂直上升段结束时刻t1;
17、计算公式为:
18、
19、式中,f为运载火箭起飞推力,g为运载火箭起飞时所受到的重力。
20、在一些实施例中,确定所述程序转弯段中第一台转弯发动机工作结束时刻t2包括:
21、设定所述转弯发动机工作时段δt;
22、获取所述程序转弯段的角加速度k;
23、计算所述转弯发动机总冲i1;
24、计算公式为:i1=(m气+k×j)×δt/l;
25、其中,m气为转弯发动机工作时段δt内俯仰气动力矩;l为转弯发动机距一级质心的距离;j为一级质心绕俯仰方向转动惯量;
26、基于所述转弯发动机总冲i1获取所述转弯发动机参数;
27、若所述转弯发动机参数不满足设定要求,修改其工作时段δt;
28、重复上述步骤,直至所述转弯发动机参数满足设定要求;
29、根据所述转弯发动机的工作时段δt计算第一台所述转弯发动机工作结束时刻t2;
30、计算公式为:δt=t2-t1。
31、在一些实施例中,确定所述程序转弯段中第二台转弯发动机工作结束时刻t3包括:
32、根据所述转弯发动机的工作时段δt计算第二台所述转弯发动机工作结束时刻t3;
33、计算公式为:2δt=t3-t1。
34、在一些实施例中,确定所述交班点参数包括:
35、基于所述运载火箭的弹道获取交班时刻t3对应的攻角
36、基于所述交班时刻t3对应的攻角获取攻角变化率
37、所述攻角变化率的计算公式为:
38、
39、其中,h为弹道积分计算时的步长。
40、在一些实施例中,确定所述程序转弯段中程序转弯结束/攻角回零时刻t4包括:
41、设定转弯系数ɑ为大于0的初值;
42、根据所述转弯系数ɑ确定常数项ɑmax,t0;
43、计算公式为:
44、
45、t0=lna/a+t3;
46、
47、根据所述常数项ɑmax,ɑ,t0确定程序转弯结束/攻角回零时刻t4;
48、计算公式为:
49、
50、其中,δ为攻角绝对值;
51、判断t4是否在跨音速段;
52、若t4在跨音速段,调整转弯系数ɑ,重复上述步骤,直至t4不在跨音速段。
53、在一些实施例中,所述转弯发动机为两台相同的侧喷转弯发动机。
54、在一些实施例中,所述转弯发动机在所述运载火箭上对称布置。
55、本申请提供的技术方案带来的有益效果包括:
56、本申请提供一种高效程序转弯的弹道设计方法,在运载火箭上配置两台转弯发动机以提供控制冲量矩,通过两台转弯发动机接力工作,依次为程序转弯段提供侧向推力,辅助完成程序转弯;通过设计具有交班点的程序角模式,精准匹配转弯发动机的工作模式,以满足火箭转弯过载、转弯角速率、攻角变化率等多种约束,转弯全程平滑,有效提升控制品质。该方法减少控制系统设计压力,保证运载火箭姿态控制精度,实用、简便,易于工程实现,提高了固体运载火箭对发射任务的适应性。
1.一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,其包括以下步骤:
2.如权利要求1所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,所述程序转弯段包括依次设置的垂直上升段、匀加速段、匀减速段、攻角回零段;其中,所述匀加速段为第一台转弯发动机工作时段,所述匀减速段为第二台转弯发动机工作时段,所述交班点设置于所述匀减速段和所述攻角回零段的交班时刻。
3.如权利要求2所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,所述程序角模式包括:
4.如权利要求3所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,确定所述程序转弯段中垂直上升段结束时刻t1包括:
5.如权利要求3所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,确定所述程序转弯段中第一台转弯发动机工作结束时刻t2包括:
6.如权利要求5所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,确定所述程序转弯段中第二台转弯发动机工作结束时刻t3包括:
7.如权利要求6所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,确定所述交班点参数包括:
8.如权利要求7所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,确定所述程序转弯段中程序转弯结束/攻角回零时刻t4包括:
9.如权利要求1所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,所述转弯发动机为两台相同的侧喷转弯发动机。
10.如权利要求1至9任一项所述的一种高效程序转弯的弹道设计方法,其特征在于,所述转弯发动机在所述运载火箭上对称布置。