多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质技术方案

本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，涉及多级固体火箭制导控制技术。其中，多级固体火箭能量处理方法，包括：根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。确定需要消耗的多余能量。确定需要消耗的多余能量。

【技术实现步骤摘要】
多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质


[0001]本申请涉及多级固体火箭制导控制技术，尤其是涉及一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，可应用于多级耗尽关机固体火箭能量管理。

技术介绍

[0002]多级固体火箭具有机动性强、准备时间短等特点，能够满足快速机动、快速部署和快速进入空间的需求，可以广泛应用于军事、民用以及商用的中小型卫星发射任务。
[0003]多级固体火箭由于取消了推力终止机构，无法实现制导关机，而是采用耗尽关机方案，一方面由于固体发动机能量散差大，造成关机点弹道参数散差大，大大增加了制导律设计的难度；另一方面对于不同轨道、不同载荷的发射任务，固体火箭无法通过控制发动机工作时间等方式实现轨道能量的精确匹配，进而无法实现精确入轨，给固体火箭的能量管理算法设计带来了极大的困难。

技术实现思路

[0004]为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质。
[0005]本申请第一方面实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法，包括：
[0006]根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
[0007]根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
[0008]本申请第二方面实施例提供一种多级固体火箭能量处理系统，包括：
[0009]第一处理模块，用于根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
[0010]第二处理模块，用于根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
[0011]本申请第三方面实施例提供一种终端，包括：
[0012]存储器；
[0013]处理器；以及
[0014]计算机程序；
[0015]其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
[0016]本申请第四方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
[0017]本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，基于耗尽
关机，通过优化发动机点火时间进行多级固体火箭能量的组分管理和能量的级间匹配，实现能量的宽范围大门限式管理，解决不同轨道高度的转移轨道设计问题；另一方面通过在线迭代计算多级固体火箭飞行的程序角，并对偏航程序角进行交变控制，实现能量的精细化控制。并通过预先建立的模型对偏航通道的交变姿态进行控制，解决固体火箭的能量管理和能量匹配问题，达到火箭精确入轨的目的。
附图说明
[0018]此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
[0019]图1为一示例性实施例提供的多级固体火箭能量处理方法的流程示意图；
[0020]图2为交变姿态控制能量管理的姿态角变化规律曲线示意图；
[0021]图3为姿态角速率随时间的变化规律曲线示意图；
[0022]图4为一示例性实施例提供的能量管理制导流程示意图；
[0023]图5为不同发射轨道弹道曲线；
[0024]图6为交变程序角曲线；
[0025]图7为一示例性实施例提供的多级固体火箭能量处理系统的结构框图。
具体实施方式
[0026]为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0027]多级固体火箭由于取消了推力终止机构，无法实现制导关机，而是采用耗尽关机方案，一方面由于固体发动机能量散差大，造成关机点弹道参数散差大，大大增加了制导律设计的难度；另一方面对于不同轨道、不同载荷的发射任务，固体火箭无法通过控制发动机工作时间等方式实现轨道能量的精确匹配，进而无法实现精确入轨，给固体火箭的能量管理算法设计带来了极大的困难。传统的液体火箭采用推力终止机构实现火箭关机和能量管理的方法不再适用。
[0028]本申请实施例提供一种多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质，基于耗尽关机，通过优化发动机点火时间进行多级固体火箭能量的组分管理和能量的级间匹配，实现能量的宽范围大门限式管理，解决不同轨道高度的转移轨道设计问题；另一方面通过在线迭代计算多级固体火箭飞行的程序角，并对偏航程序角进行交变控制，实现能量的精细化控制。并通过预先建立的模型对偏航通道的交变姿态进行控制，解决固体火箭的能量管理和能量匹配问题，达到火箭精确入轨的目的。
[0029]下面结合附图对本实施例提供的多级固体火箭能量处理方法的功能及实现过程进行举例说明。
[0030]如图1所示，本实施例提供的多级固体火箭能量处理方法，包括：
[0031]S101、根据多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；
[0032]S102、根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。
[0033]其中，在步骤S102中，目标轨道能量在目标轨道确定后是确定的。根据确定的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、目标轨道参数及预先建立的发动机点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角联合迭代模型，迭代得到发动机点火时间t
sst
、俯仰程序角偏航程序角曲线幅值ψ、偏航程序偏置角Δψ；根据迭代的结果确定需要消耗的多余能量，使得发动机关机点的能量与目标轨道匹配。
[0034]在步骤S101中，包括：
[0035]根据预先建立的视速度模量模型确定发动机提供的视速度模量；获取多级固体火箭的飞行状态参数；
[0036]根据视速度模量、飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值。
[0037]其中，视速度模量模型包括：
[0038][0039]其中，W
M
表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；m
f
表示推进剂燃尽后的质量；V
ex
表示发动机喷气速度；t0表示能量管理飞行段发动机点火时间，t
f
表示发动机工作结束时间。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种多级固体火箭能量处理方法，其特征在于，包括：根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；根据所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值、发动机的工作时间及预先建立的偏航通道交变姿态能量管理模型确定需要消耗的多余能量。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述多级固体火箭的飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值，包括：根据预先建立的视速度模量模型确定发动机提供的视速度模量；获取所述多级固体火箭的飞行状态参数；根据所述视速度模量、飞行状态参数及预先建立的能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值模型，确定能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值计算模型包括：其中，ψ0表示能量管理交变姿态偏航程序角曲线幅值初值；表示能量管理飞行段发动机标准视速度；V
k_yc
表示发动机关机时刻火箭的绝对速度预测值；V
rg
表示入轨绝对速度期望值；I
k_yc
表示发动机关机时刻轨道倾角预测值；I
rg
表示入轨轨道倾角期望值。4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述视速度模量模型包括：其中，W
M
表示视速度模量；m0表示能量管理飞行段初始质量；m
f
表示推进剂燃尽后的质量；V
ex
表示发动机喷气速度。5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，获取所述多级固体火箭的飞行状态参数，包括：以轨道高度、轨道倾角及当地弹道倾角为约束条件，根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，根据点火时间、俯仰程序角、偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角进行联合迭代，得到多级固体火箭的飞行状态参数，包括：根据预先建立的轨道参数模型确定目标轨道参数；根据目标轨道参数及预先建立的雅克比矩阵模型确定目标轨道参数对设计变量的偏导数；根据所述多级固体火箭的飞行状态确定当前轨道参数，根据所述多级固体火箭的飞行状态及目标轨道参数确定轨道参数偏差；根据所述轨道参数偏差及目标轨道参数对设计变量的偏导数确定迭代变量的增量矩阵，根据所述迭代变量的增量矩阵确定当前发动机点火时间、俯仰程序角和偏航程序角曲线幅值、偏航程序偏置角。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述轨道参数模型，包括：7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述轨道参数模型，包括：7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述轨道参数模型，包括：I
k
＝arccos(sinα
k
cosφ)；其中，r表示火箭地心距；a、b表示地球的长半轴和短半轴；φ表示地心纬度；H
k
表示轨道高度；I
k
表示轨道倾角；Θ
k
表示绝对速度当地弹道倾角；V
k
表示绝对速度；V
kax
、V
kay
、V
kaz
表示绝对速度V
k
在发射坐标系中的分量；α
k
表示绝对速度的方位角；x、y、z分别表示火箭的位置在发射坐标系中的分量；R
0x
、R
0y
、R
0z
分别为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。8.根据权利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄建友，高峰，龚旻，张东，赵洪，马奥家，张磊，卜奎晨，康珅，姜春旺，葛云鹏，宋志国，张意国，张帆，曾伟，冯铁山，周国哲，张志勇，刘博，韩敬永，谭杰，孙晓峰，陈政，罗波，于贺，任新宇，王冀宁，年永尚，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：