[发明专利]一种固体运载火箭入轨修正方法

权利要求书

1.一种固体运载火箭入轨修正方法，其特征在于，所述方法包括：

在三级发动机关机时，获取箭体的速度位置状态量；

根据所述速度位置状态量及轨道参数信息确定滑行姿态指令和四级点火时间；所述轨道参数信息为四级入轨时的轨道参数信息；

在滑行调姿段根据所述滑行姿态指令对所述火箭进行姿态调整，直至调至四级定轴姿态；所述滑行调姿段为三级发动机关机后至四级发送机点火之间的阶段；

在所述四级点火时间到达时，发出四级点火指令，使得火箭进入四级主动段；

根据发动机的内弹道曲线及发动机状态参数，计算所述四级主动段全程每间隔时间Δt₄的预测入轨轨道根数；

通过预测入轨轨道根数与目标轨道根数计算获得四级姿态角指令的补偿值；

根据补偿值对四级姿态角指令进行更新，直到四级发动机耗尽关机。

2.根据权利要求1所述的固体运载火箭入轨修正方法，其特征在于，所述四级点火时间根据以下步骤确定：

将地心惯性系下的速度位置状态量[r_xei,r_yei,r_zei,v_xei,v_yei,v_zei]转换为制导指令计算时刻的轨道根数a_sub、e_sub；a_sub表示轨道的半长轴，e_sub表示轨道的偏心率；μ为地球引力常数；

根据以下公式(一)计算火箭当前滑行轨道的远地点高度R_ap；

R_ap＝a_sub(1+e_sub)；(一)

判断R_ap小于目标轨道的轨道高度时，根据以下公式组(二)确定等效脉冲时间t_imp及四级点火时间t_ig：

t_imp＝t_{i_ap}

R_ap＝a_sub(1+e_sub)

t_ig＝t_{i_ap}-t_core4

t_core4＝t₄-R_M4/W_M4；(二)

其中E_imp为等效脉冲点的偏近点角；t_core4为四级型心时间，t₄为四级发动机工作时间，R_M4为四级视位移增量，W_M4为四级视速度增量，E为偏近点角；

判断R_ap大于等于目标轨道的轨道高度时，根据以下公式(三)确定等效脉冲时间t_imp及四级点火时间t_ig：

t_ig＝t_imp-t_core4

t_core4＝t₄-R_M4/W_M4；(三)

若根据公式组(三)确定的t_imp与根据公式组(二)确定的t_{i_ap}

其中E_imp为等效脉冲点的偏近点角；R_orb为目标轨道的地心距。

3.根据权利要求2所述的固体运载火箭入轨修正方法，其特征在于，所述四级视位移增量R_M4、四级视速度增量W_M4根据以下公式(四)计算得到：

式中，Isp₄为四级发动机平均比冲，m₄₀为四级点火时刻的起始质量，m_4p为四级推进剂装药量，m_4f为四级发动机关机后剩余箭体质量，T_s4为四级发动机工作时间，k_m4为四级增量修正系数。