[发明专利]一种固体运载火箭入轨修正方法

说明书

本申请公开了一种固体运载火箭入轨修正方法，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；在滑行调姿段根据滑行姿态指令对火箭进行姿态调整，直至调至四级定轴姿态；在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，计算四级主动段全程每间隔时间Δtsubgt;4/subgt;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。本申请使得固体火箭发动机实现精准关机，由于不需要设置推力终止装置，降低了入轨成本。

技术领域

本公开一般涉及火箭技术领域，具体涉及一种固体运载火箭入轨修正方法。

背景技术

运载火箭一般由多级组成，通过各级助推发动机的推力作用，不断克服地球重力达到入轨需要的高度和速度的状态，从而进入相应的地球轨道。在这个过程中，制导系统主要通过对比火箭当前的位置速度状态以及入轨需要的位置速度状态来计算获得火箭当前需要的指令姿态角，由控制系统执行机构来进行调姿，进一步根据不同飞行时刻的状态，发送点火、关机、分离等时序指令，一步一步引导火箭按照指令姿态角飞行到达入轨需要的位置和速度状态，最终实现卫星的精确入轨。

为了达到精确入轨的目的，需要对入轨时刻的速度进行精确控制。运载火箭在入轨飞行中，所使用的助推发动机主要分为两种，分别是固体发动机和液体发动机。固体发动机相对于液体发动机具有发动机结构简单、使用周期短等特点，但同时由于其本身的特性无法像液体发动机一样做到精确关机。

对于入轨级是液体发动机的火箭，可以直接通过一定的制导算法在接近入轨状态时进行迭代计算，满足条件后直接关闭发动机，达到对入轨速度的精确控制。

对于入轨级是固体发动机的火箭，当前主要的解决方案是通过推力终止装置，类似于液体发动机的关机，在满足入轨条件后开启推力终止装置，使得发动机关机，达到精确控制入轨速度的目的。另一种主要的解决方法是在末级固体发动机的基础上，再添加一套液体轨控发动机，在末级关机后，打开液体轨控发动机，对入轨速度进行修正，直到达到入轨速度要求。

由于固体发动机自身的特性，其在点火后内部的装药会持续燃烧后经过喷管喷出产生推力，推力的大小与工作过程可以通过内弹道曲线进行描述，内弹道曲线表述的是发动机推力随着点火时间而变化的过程。通常情况下，固体火箭发动机的内弹道曲线可以通过设计分析和试车试验获得。根据以往的设计结果，内弹道曲线一般会受温度的影响而导致推力和工作时间的变化，而温度带来的内弹道偏差，是实际飞行过程中箭体能量偏差的主要来源之一，也是固体火箭在最末级是产生速度偏差的主要原因。

当前可能的四级发动机添加推力终止装置以及添加液体轨控发动机两种方案，其主要缺点在以下几个方面：

添加推力终止装置需要在发动机壳体顶部安装反向喷管及火工品，会对壳体原本的结构产生影响，降低产品的可靠性。同时，对于碳纤维等符合材料缠绕知道的发动机壳体，其安装工艺实现难度较高；

添加液体轨控发动机需要在四级增加额外的气瓶、储箱、导管、推力室等一系列设备，增加了产品的复杂程度以及风险；

增加上述两设备除了自身的成本增加之外，其本身的质量会以1:1的比例直接占用运载火箭的整体运力，这对运载火箭的收益会产生较大的影响，变相的增加了成本。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种因此，本发明主要解决的是在没有关机条件以及末速修正能力的条件下，尽可能的减小发动机关机时的速度误差，以提高入轨的精度。

第一方面本申请提供一种固体运载火箭入轨修正方法，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；