[发明专利]一种火箭末级离轨控制方法和装置

权利要求书

1.一种火箭末级离轨控制方法，其特征在于，所述方法包括：

获取当前时刻所述火箭导航坐标系内的第一位置矢量、第一速度矢量及可用燃料质量，所述当前时刻为火箭开始执行离轨动作前的无动力段的任意时刻；

基于所述可用燃料质量确定所述火箭的最大点火时长；

基于所述第一位置矢量、所述第一速度矢量、所述最大点火时长、预设飞行攻角，利用迭代计算，确定所述火箭离轨开始时刻的实际飞行攻角，使得火箭末级离轨主动段后的密切轨道要素对应的近地点高度等于预设目标高度；

所述基于所述第一位置矢量、所述第一速度矢量、所述最大点火时长、预设飞行攻角，利用迭代计算，确定所述火箭离轨主动段的实际飞行攻角，包括：

基于所述预设飞行攻角，计算所述火箭在离轨主动段的导航坐标系内的俯仰角及偏航角；

基于所述俯仰角、所述偏航角、所述第一位置矢量、所述第一速度矢量以及所述最大点火时长，确定离轨结束时刻所述密切轨道要素；

确定所述密切轨道要素对应的近地点高度；

确定所述近地点高度与预设目标高度的差值大于或者等于预设值，则基于所述差值确定所述预设飞行攻角的调整量；

基于所述调整量对所述预设飞行攻角进行调整；

基于调整后的预设飞行攻角，计算所述火箭在离轨主动段的导航坐标系内的俯仰角及偏航角；基于计算所得的俯仰角及偏航角、所述第一位置矢量、所述第一速度矢量以及所述最大点火时长，确定离轨结束时刻所述密切轨道要素；确定所述密切轨道要素对应的近地点高度；确定所述近地点高度与预设目标高度的差值大于或者等于预设值，则基于所述差值确定调整后的预设飞行攻角的调整量，如此重复迭代计算，直至确定所述密切轨道要素对应的近地点高度与预设目标高度的差值小于预设值，则迭代计算过程结束，并确定调整后的预设飞行攻角为所述火箭离轨开始时刻的实际飞行攻角。

2.根据权利要求1所述的火箭末级离轨控制方法，其特征在于，所述基于所述俯仰角、所述偏航角、所述第一位置矢量、所述第一速度矢量以及所述最大点火时长，确定离轨结束时刻所述密切轨道要素包括：

基于当前时刻及标准飞行时序，确定所述火箭离轨开始时刻；

基于当前时刻所述火箭的导航坐标系内的第一位置矢量、第一速度矢量，外推得到所述火箭在离轨开始时刻的导航坐标系内的第二位置矢量、第二速度矢量；

基于所述俯仰角及所述偏航角，将所述第二位置矢量及所述第二速度矢量，外推得到火箭离轨主动段结束时刻的第三位置矢量及第三速度矢量，其中，火箭离轨主动段结束时刻t₁＝t₀+t_f，t₀为所述火箭离轨开始时刻，t_f为所述最大点火时长；

将所述第三位置矢量及所述第三速度矢量进行坐标转换，得到所述火箭的地心赤道坐标系内的位置矢量、速度矢量；以及

基于所述地心赤道坐标系内的位置矢量、速度矢量，确定所述离轨结束时刻的密切轨道要素。

3.根据权利要求2所述的火箭末级离轨控制方法，其特征在于，所述方法利用动力学方程，外推得到所述火箭在离轨开始时刻的导航坐标系内的第二位置矢量、第二速度矢量，以及外推得到火箭离轨主动段结束时刻的所述第三位置矢量及所述第三速度矢量。

4.根据权利要求1所述的火箭末级离轨控制方法，其特征在于，所述确定所述密切轨道要素对应的近地点高度，包括：

基于所述密切轨道要素，利用定轨公式，计算得到所述近地点高度。

5.根据权利要求1所述的火箭末级离轨控制方法，其特征在于，所述基于所述预设飞行攻角，计算所述火箭在离轨主动段的导航坐标系内的俯仰角及偏航角，包括：

基于所述预设飞行攻角、当地弹道倾角、侧滑角以及轨道真近点角的三角函数值确定火箭末级推力矢量在地心轨道坐标系内的坐标值；

将所述火箭末级推力矢量由所述地心轨道坐标系转换至地心赤道坐标系；

将所述火箭末级推力矢量由所述地心赤道坐标系转换至发射坐标系；

将所述火箭末级推力矢量由所述发射坐标系转换至导航坐标系；以及

计算所述火箭在导航坐标系内的所述俯仰角及所述偏航角。