[发明专利]一种火箭末级离轨控制方法和装置

说明书

本发明涉及一种火箭末级离轨控制方法及装置，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。本发明可增强火箭末级离轨的稳定性，以及避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨及推进剂不完全消耗。

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，具体涉及一种固体运载火箭末级离轨控制方法和装置。

背景技术

传统的火箭离轨方案是在固体运载火箭发射前，一般通过计算标准弹道得到火箭末级离轨的初始条件，并依据仿真分析设计离轨主动段的推力矢量方向(即设计火箭离轨时的俯仰角、偏航角)和离轨主动段的发动机开机时长。再将预先设计好的推力矢量参数(俯仰角、偏航角)和离轨主动段的发动机开机时长装订至箭载计算机上，实际飞行试验时，箭载计算机按照预先装订值执行离轨动作。但是，实际飞行试验任务中由于实际条件与理论计算不完全一致，导致火箭末级的实际入轨点、火箭末级发动机的剩余燃料质量等参数与射前的理论离轨方案设计条件不一致，若完全沿用射前装订值执行离轨动作则无法保证离轨效果与理论分析时一致。

对于多级固体运载火箭，若前几级固体发动机于理论值存在能量上的偏差，则末级发动机需要消耗不等的燃料用于修正前几级偏差，使得进入离轨段时的剩余燃料量存在偏差。若剩余燃料与理论值相比偏低，则末级发动机实际可能无法维持射前装订的开机时长，此时继续沿用射前装订的离轨姿态则可能会导致无法离轨，若剩余燃料与理论值相比偏高，则可能造成发动机燃料的不完全燃烧。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭末级离轨控制方法和设备，可根据火箭实时状态控制所述离轨的飞行攻角，增强火箭末级离轨的稳定性，以及避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨及推进剂不完全消耗。

本发明实施例提供了以下方案：

第一方面，本发明实施例提供一种火箭末级离轨控制方法，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。

可选的，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；