【技术实现步骤摘要】
一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法
[0001]本专利技术涉及一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，适用于固体捆绑运载火箭固体助推器落点计算，属于运载火箭弹道设计领域
。
技术介绍
[0002]固体捆绑运载火箭利用固体助推器的大推重比特点，有效的增加火箭的运载能力，同时由于固体助推器分离后将无控的返回地面，将面临落点安全性要求，固体助推器相比液体助推器在被动段下落过程中有着不一样的规律，固体助推器分离点质量要远大于液体助推器分离点质量，相比于液体助推器质心集中在尾部发动机处，固体助推器质心基本处于助推器中心偏下处，在无控下落过程中，液体助推器在气动力矩的作用下将最终稳定为尾部发动机朝下的状态，而固体助推器由于压心的反复变动，使得固体助推器在下落过程中姿态会一直处于旋转状态，因此需要建立精细化的气动力及气动力矩模型，来分析固体助推器下落过程中的弹道特性，同时由于固体助推器质量较大，落点速度较大，因此对固体助推器的落点计算精度提出了更高的要求，现有的三自由度落点计算方法仅考虑落体的质心运动，不适应固体助推的运动状态，无法满足高精度需求
。
技术实现思路
[0003]本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，解决了传统三自由度落点计算方法无法满足高精度需求的技术问题，本专利技术可快速分析固体助推器在下落段的各弹道特征参数，发现其被动段运动规律，使固体助推器落点计算结果更加准确
。
[0004]为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：<...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，其特征在于，包括：建立固体助推器的六自由度动力学模型；六自由度动力学模型为被动段状态变量关于箭体系上的合力矩的函数；建立来流攻角模型和来流方位角模型；根据来流攻角模型和来流方位角模型得到助推器下落过程中箭体系上的合力矩；获取助推器分离点的数据；以助推器分离点的数据作为仿真初始值，将所述箭体系上的合力矩代入六自由度动力学模型进行仿真，得到助推器落点信息
。2.
根据权利要求1所述的一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，其特征在于，六自由度动力学模型包括：其中，
X
t
为被动段状态变量，为固体捆绑火箭助推器的发惯系位置，为固体捆绑火箭助推器的发惯系速度，
[q
0 q
1 q
2 q3]
T
为固体捆绑火箭助推器的姿态四元数，
[
ω
bx ω
by ω
bz
]
T
为火箭的角速度，
G
为固体捆绑火箭助推器的质量；
[
ω
bx ω
by ω
bz
]
T
为箭体系上的合力矩
[M
bx M
by M
bz
]
T
的函数
。3.
根据权利要求2所述的一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，其特征在于，六自由度动力学模型还包括：
其中
,
为
[q
0 q
1 q
2 q3]
T
的导数，为
[
ω
bx ω
by ω
bz
]
T
的导数，为视加速度在箭体系中坐标分量，为地心发射惯性系中的地球引力加速度，为被动段的总秒耗量，
[MI]
为惯量矩阵，
[MI]
‑1为惯量矩阵的逆矩阵，为箭体系到发惯系的转换矩阵
。4.
根据权利要求3所述的一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，其特征在于，来流攻角模型为：
其中，
α
Q
为来流攻角，具体为火箭相对来流的速度矢量与箭体坐标系
X1
轴夹角，
α
Q
∈[0
，
π
]
；
|V
Q
|
为火箭相对于来流的速度矢量
V
Q
的模；为火箭相对于来流的速度矢量
V
Q
在箭体坐标系
X1
轴的分量
。5.
根据权利要求4所述的一种固体捆绑火箭助推器落点计算方法，其特征在于，方位角模型为：其中，
Φ
Q
为来流方位角，具体为按箭体坐标系
X1
轴正向右手法则旋转，箭体
I
基准到的夹角，
Φ
Q
∈[0
，2π
)
；为
V
Q
在箭体坐标系
Y1
轴的分量；为
V
Q
在箭体坐标系
Z1
轴的...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈凯，张哲玮，冯继航，王颖，程川，唐明亮，匡东政，潘文俊，张学功，张卫东，洪刚，张亮，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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