一种适应多目标轨道的运载火箭弹道制导设计方(4)
表6 卫星入轨精度要求Table 6 Orbit injection accuracy requirement参数 入轨精度偏差(绝对值)半长轴/km ≤ 2偏心率 ≤ 0.002轨道倾角/(°) ≤ 0.05
表5中,卫星为满足多星组网要求,提出11组目标轨道,其中半长轴和轨道倾角呈均匀分布,并且目标轨道根数的单日变化量就已超过卫星入轨精度要求。如采用传统方案,需分别设计多条弹道,工作量大且极易出错。以本文所提联合设计方法,取轨道根数位于中间值的第6组轨道作为标称轨道开展弹道设计,得到一条标称飞行弹道,再根据标称弹道参数生成其它箭飞行轨迹设计结果,如图2所示。不难发现,对应不同的目标轨道,火箭初始段飞行轨迹相同,末级段根据不同的目标轨道要求而呈均匀分布。在工程实际中,对多组目标轨道要求任务来说,多条飞行弹道初始段轨迹相同可以极大减轻航区中心线选择、落区勘测的困难度,降低任务复杂性。
图2 多目标发射弹道联合设计结果图Fig.2 Trajectory of multi-target orbit union design result
3.2.1 入轨精度仿真结果
采用联合设计方法对多组目标轨道的入轨设计精度进行仿真,结果如表7所示。
表7 多目标轨道入轨设计精度Table 7 Design orbit injection accuracy of multi-target orbit序号 半长轴/km 偏心率 轨道倾角/(°)1 0.116 0 –0.001 2 0.109 0 –0.001 3 0.101 0 –0.001 4 0.094 0 –0.001 5 0.087 0 0.001 6 0.094 0 0.001 7 0.074 0 0.001 8 0.069 0 0.001 9 0.064 0 0.001 10 0.059 0 0.001 11 0.056 0 0.001
实际仿真结果表明,联合设计方法得到的多组轨道入轨精度均满足要求,并且比指标值小1~2个数量级。
3.2.2 运载能力与传统方法对比
以某2级运载火箭为例,用方法1和方法2分别对多组目标轨道进行仿真计算,运载能力变化情况对比见表8。
表8中方法1和方法2对第6组轨道运载能力变化量均为0。方法1针对每条目标轨道分别进行弹道制导设计;方法2选择一组轨道作为中间轨道进行弹道设计,其余轨道根据入轨点位置不变假设,根据不同的目标轨道要求生成入轨瞬时轨道根数,并根据二体运动方程理论,生成终端坐标系下的迭代制导参数,最后采用迭代制导完成入轨。这里方法2选择第6组轨道作为中间轨道,因此两种方法针对第6组目标轨道的设计方法相同,运载能力也相同。其他组目标轨道均相对第6组轨道设计结果进行对比,对比基准相同。
表8 运载能力变化情况Table 8 Carrying capacity changes kg序号 方法1 方法2 1 107 103 2 90 88 3 71 70 4 53 50 5 28 27 6 0 0 7–22 –23 8–44 –51 9–66 –81 10 –88 –112 11 –111 –145
在多组目标轨道的半长轴以及轨道倾角相对标称轨道为负偏差时,方法2的运载能力变化量与方法1相当;在目标轨道半长轴及轨道倾角相对标称轨道为正偏差时,方法2运载能力损失值比方法1大,并且方法2相对方法1的运载能力损失值随正偏差增加而增大。根据3.1节的分析,该现象主要是由倾角正偏差引起,方法1和方法2对除倾角正偏差以外的其余轨道根数偏差引起的运载能力变化量相当,而方法2由于为保证起始段飞行轨迹相同,引入迭代制导时间较晚,用以改变轨道倾角正偏差的速度损失更大,因此造成方法2对轨道倾角正偏差适应性较方法1差。这也是工程应用本方法时需考虑的因素之一。
3.2.3 迭代止导姿态角偏差仿真结果
下面分析本算例中联合设计方法对迭代止导后无动力非线性段姿控调姿的影响。首先给出迭代制导止导时刻姿态角与第6组标称弹道的偏差情况如表9所示。
通过仿真结果可以看出,当半长轴变化范围在–15~+15 km,倾角变化范围在–0.3°~+0.3°时,应用联合设计方法设计时,迭代止导时刻发惯系俯仰姿态角的最大变化量为4.17°,偏航姿态角的最大变化量为8.98°,即联合设计方法对后续无动力非线性段姿态控制初值的影响随目标轨道与标称轨道偏差增加而增大。在实际应用中应加以注意,为适应更大变化范围的多目标轨道,这里在设计标称弹道时,应尽可能留足非线性段调姿时间或进一步加强火箭非线性段姿态控制能力。
表9 迭代止导时刻姿态角偏差Table 9 Iterative attitude angle deviation (°)序号 俯仰角 偏航角1 4.17 8.98 2 3.24 7.09 3 2.38 5.24 4 1.56 3.44 5 0.81 1.68 6 0 0 7–0.54 –1.7 8–1.14 –3.33 9–1.7 –4.9 10 –2.2 –6.43 11 –2.66 –7.91
4 结 论
针对深空探测中不断增加的多组目标轨道要求任务,本文在传统弹道制导设计的基础上,提出一种新的弹道制导联合设计方法:即只设计一条标称弹道,通过入轨位置不变假设,直接生成其余目标轨道终端制导参数,从而满足多目标入轨要求。并结合某型运载火箭对某多组目标发射任务进行仿真,仿真结果表明,与传统弹道制导设计方法相比,新方法在运载能力损失可接受的情况下,可以实现同等水平的入轨设计精度,对多目标轨道的适应性强,极大减少了计算量,易于工程实现。同时,该方法也可推广到目标轨道参数临时微调的发射任务,为人类探测深空提供更好的服务。
文章来源:《弹道学报》 网址: http://www.tdxbzz.cn/qikandaodu/2021/0208/340.html
上一篇:手部射钉枪伤的治疗
下一篇:弹道解算用数值天气预报风修正系数辨识