[发明专利]一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法

说明书

一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，是一种多约束条件下投放的运载平台制导控制方法。该方法针对商业火箭运载器分离窗口需要同时满足飞行高度、马赫数、动压和姿态角的范围要求，把约束条件分解成先达到的边界指标、后达到的边界指标和可优化的边界指标，并把这些指标作为相应的转段条件从而把载荷投放飞行段分解为载荷投放飞行前段、载荷准备投放段、载荷马上投放段，使得载荷投放时性能指标最优化，同时在载荷飞行段对俯仰程序角和偏航程序角指令进行补偿，使得飞行攻角和侧滑角尽量接近于零，达到更好的载荷平台投放效果。

技术领域

本发明是一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，用于载荷投放需要同时满足高度、速度、动压和角度等在一定范围内的多约束条件下航天运载平台的制导设计，属于飞行器制导控制领域。

背景技术

商业运载火箭的分离窗口设计是实现商业运载火箭任务的最后一步，它的作用是将载荷运送到满足多约束条件的位置进行投放使其获得最大的试验效果。某商业火箭运载器投放平台要求载荷投放高度满足大于35.5km，飞行马赫数在1.8-2.5范围之内，动压在1320-1620pa范围之内，俯仰姿态角在-20°-0°范围之内。为了有效的满足分离窗口的条件要求，在商业火箭动力飞行段结束后进行能量管理机动飞行段，有效消除动力飞行段的制导残差，能量管理机动飞行结束后抛掉运载器壳体即一二级分离，分离后进入载荷投放段。虽然分离窗口没有直接的指标要求，但需要满足载荷投放分离时刻，飞行高度、飞行马赫数、动压和俯仰姿态角都在一定范围之内，并且期望载荷投放时刻飞行攻角和侧滑角尽可能的小，属于多约束条件下的分离窗口设计。

由于目前尚无针对多约束投放条件下分离窗口设计的制导控制技术，按传统的设计虚拟点进行目标控制的制导控制设计方法无法满足分离窗口的要求。而本发明提出的方法，为了使得分离时刻攻角侧滑角尽量小，提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法。在载荷投放段飞行过程中，为了同时满足载荷投放平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角都需要在某区域范围内的要求，把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷马上投放段，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行转段，使得运载平台载荷投放分离时具备更优化的条件、更良好的性能，从而有效解决了多约束条件下载荷投放要求这一工程问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，在载荷投放段飞行过程中，为了同时满足载荷投放平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角都需要在某区域范围内的要求，把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷投放马上投放段，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行转段，使得运载平台载荷投放分离时具备更优化的条件。在载荷投放段制导算法设计中，提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法，使得分离时刻攻角侧滑角尽量小，从而使得载荷投放平台具备更良好的性能。

本发明与现有技术相比的有益效果为：

(1)本发明的制导算法以实际工程目标为要求，通过理论手段提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法，使得分离时刻攻角侧滑角尽量小。

(2)本发明针对载荷投放时刻需要满足的多约束条件，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行分段，使得在所有的干扰偏差下运载平台载荷投放分离时刻不仅满足条件约束要求而且具备更优化的性能。

附图说明

图1是本发明实例提供的一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法的流程图。

具体实施方式

一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，载荷投放段通过理论推导求取相应的俯仰和偏航姿态角指令，根据实际飞行过程中把多约束指标进行分解并作为相应的细分段落的转段条件。

主要过程如下：