火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质技术

本发明专利技术公开了一种火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质，其中所述方法包括：获取所述火箭入轨点的参考平均轨道参数；根据火箭入轨点的速度和位置，计算包括初始入轨点纬度幅角u0在内的初始平均轨道参数；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、um和预设的起伏量法，计算u0对应的瞬时入轨点纬度幅角u；在u与u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。采用本发明专利技术，能解决现有技术中存在迭代计算繁琐、误差较大、精度不高的技术问题。技术问题。技术问题。

【技术实现步骤摘要】
火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质


[0001]本专利技术涉及航天航空
，尤其涉及一种火箭轨道参数的计算方法、终端设备及介质。

技术介绍

[0002]运载火箭将载荷送入目标轨道，其实质是让运载火箭弹道的终端状态满足目标轨道的条件。在确定了终端状态时，就可通过各种迭代算法进行迭代计算确定火箭弹道(目标轨道)。但在弹道程序进行计算前，虽然已知目标轨道参数，但入轨点无法事先准确预知。以运用最广泛的圆轨道为例，由于存在地球非球形引力摄动，轨道上的不同点的地形矢径长度、速度大小以及倾角并不是常值，在确定了轨道上的具体位置后，才能根据轨道参数确定该点的速度。
[0003]许多固体多级运载火箭，采用了末助推两次开机的滑行入轨方式，目前的入轨迭代算法是：首先根据目标轨道参数(通常为平均轨道根数/参数)，利用程序或卫星工具箱(Satellite Tool Kit，STK)软件，通过反复迭代设计，确定入轨点状态；再以这些入轨点参数作为弹道程序或射表软件的输入，在程序内建立弹道参数与这些目标参数的联系，迭代计算火箭弹道。
[0004]然而在实践中发现，上述火箭弹道参数的迭代计算方案中根据目标轨道参数计算而得，其相当于两层迭代，里层迭代为弹道程序本身的迭代，外层迭代为确定入轨点的迭代，计算流程较为繁琐、复杂，且由于涉及入轨点的设计过程还会导致误差的积累，使得最终的入轨状态参数和目标轨道参数存在较大的误差，即迭代计算的精确不高。

技术实现思路

[0005]本申请实施例通过提供一种火箭轨道参数的计算方法，解决了现有技术中存在迭代计算繁琐、误差较大、精度不高的技术问题。
[0006]一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种火箭轨道参数的计算方法，所述方法包括：
[0007]获取火箭入轨点的参考平均轨道参数，所述参考平均轨道参数包括参考轨道半长轴am、参考偏心率em、参考轨道倾角im、参考近地点幅角ωm和参考升交点经度Ωm；
[0008]根据所述火箭入轨点的速度和位置，计算所述火箭入轨点的初始平均轨道参数，所述初始平均轨道参数至少包括初始入轨点纬度幅角u0；
[0009]根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；
[0010]根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始入轨点纬度幅角u0所对应的瞬时入轨点纬度幅角u；
[0011]在所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。
[0012]可选地，所述根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的
起伏量法，计算所述初始入轨点纬度幅角u0所对应的瞬时入轨点纬度幅角u包括：
[0013]根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算纬度幅角起伏量δu；
[0014]根据所述平均入轨点纬度幅角um和所述纬度幅角起伏量δu，重新计算所述瞬时入轨点纬度幅角u。
[0015]可选地，所述方法还包括：
[0016]在所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0不满足预设的第一迭代终止条件时，对所述平均入轨点纬度幅角um进行修正或重计算；
[0017]其中，所述第一迭代终止条件包括所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0之差的绝对值不超过第一阈值。
[0018]可选地，所述对所述平均入轨点纬度幅角um进行修正包括：
[0019]根据所述初始入轨点纬度幅角u0和所述纬度幅角起伏量δu，重新计算所述平均入轨点纬度幅角um。
[0020]可选地，所述初始平均轨道参数还包括初始入轨点地心矢径R0、初始入轨点轨道倾角i0、初始入轨点速度倾角θ0和初始入轨点半长轴a0；
[0021]根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始平均轨道参数所对应的初始瞬时轨道参数，所述初始瞬时轨道参数包括瞬时入轨点地心矢径R、瞬时入轨点轨道倾角i、瞬时入轨点速度倾角θ和瞬时入轨点半长轴a；
[0022]在所述初始平均轨道参数与所述初始瞬时轨道参数满足对应的预设迭代终止条件时，将所述初始瞬时轨道参数转换为对应的所述火箭入轨点的目标平均轨道参数。
[0023]可选地，根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始平均轨道参数所对应的初始瞬时轨道参数包括：
[0024]根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算对应轨道参数起伏量；
[0025]根据所述对应轨道参数起伏量，计算所述初始平均轨道参数所对应的初始瞬时轨道参数。
[0026]可选地，所述方法还包括：
[0027]在所述初始平均轨道参数与所述初始瞬时轨道参数不满足对应的预设迭代终止条件时，根据所述初始瞬时轨道参数对所述火箭入轨点的弹道内部控制参数进行更新；
[0028]其中，所述预设迭代终止条件包括所述初始平均轨道参数与所述初始瞬时轨道参数之差的绝对值不超过对应的预设阈值；所述弹道内部控制参数包括射线角A、程序转弯段角Fig、末级滑行时长Thx和末级工作时间Tmj。
[0029]可选地，所述根据所述初始瞬时轨道参数对所述弹道内部控制参数进行更新包括：
[0030]根据所述初始瞬时轨道参数与所述初始平均轨道参数，计算所述初始瞬时轨道参数对应的所述弹道内部控制参数的更新增量；
[0031]根据所述弹道内部控制参数的更新增量，对所述弹道内部控制参数进行更新。
[0032]另一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种火箭轨道参数的计算装置，所述装置包括获取模块、计算模块和迭代模块，其中：
[0033]所述获取模块，用于获取火箭入轨点的参考平均轨道参数，所述参考平均轨道参数包括参考轨道半长轴am、参考偏心率em、参考轨道倾角im、参考近地点幅角ωm和参考升交点经度Ωm；
[0034]所述计算模块，用于根据所述火箭入轨点的速度和位置，计算所述火箭入轨点的初始平均轨道参数，所述初始平均轨道参数至少包括初始入轨点纬度幅角u0；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始入轨点纬度幅角u0所对应的瞬时入轨点纬度幅角u；
[0035]所述迭代模块，用于在所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。
[0036]关于本申请实施例中未介绍或未阐述的内容，具体可对应参考前述方法实施例中的相关介绍，这里不再赘述。
[0037]另一方面，本申请通过本申请的一实施例提供一种终端设备，包括：处理器、存储器、通信接口和总线；所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述总线连接并完成相互间的通信；所述存储器存储可本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭轨道参数的计算方法，其特征在于，所述方法包括：获取火箭入轨点的参考平均轨道参数，所述参考平均轨道参数包括参考轨道半长轴am、参考偏心率em、参考轨道倾角im、参考近地点幅角ωm和参考升交点经度Ωm；根据所述火箭入轨点的速度和位置，计算所述火箭入轨点的初始平均轨道参数，所述初始平均轨道参数至少包括初始入轨点纬度幅角u0；根据所述初始入轨点纬度幅角u0，计算平均入轨点纬度幅角um；根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始入轨点纬度幅角u0所对应的瞬时入轨点纬度幅角u；在所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0满足预设的第一迭代终止条件时，输出所述瞬时入轨点纬度幅角u。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始入轨点纬度幅角u0所对应的瞬时入轨点纬度幅角u包括：根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算纬度幅角起伏量δu；根据所述平均入轨点纬度幅角um和所述纬度幅角起伏量δu，计算所述瞬时入轨点纬度幅角u。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0不满足预设的第一迭代终止条件时，对所述平均入轨点纬度幅角um进行重计算；其中，所述第一迭代终止条件包括所述瞬时入轨点纬度幅角u与所述初始入轨点纬度幅角u0之差的绝对值不超过第一阈值。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述平均入轨点纬度幅角um进行重计算包括：根据所述初始入轨点纬度幅角u0和所述纬度幅角起伏量δu，重新计算所述平均入轨点纬度幅角um。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述初始平均轨道参数还包括初始入轨点地心矢径R0、初始入轨点轨道倾角i0、初始入轨点速度倾角θ0和初始入轨点半长轴a0，所述方法还包括：根据所述参考平均轨道参数、所述平均入轨点纬度幅角um和预设的起伏量法，计算所述初始平均轨道参数所对应的初始瞬时轨道参数，所述初始瞬时轨道参数包括瞬时入轨点...

【专利技术属性】
技术研发人员：汪潋，黎桪，左湛，范威，王志军，王晓玮，李晓苏，刘克龙，王震，李钧，朱丹，刘欣，罗喜望，赵宁，徐娉婷，周末，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：