多段迭代制导对零窗口发射的适应性研究

发布时间：2021-09-30 11:37

　　运载火箭应用迭代制导日益广泛,针对多级火箭零窗口的发射要求,采用多段接力的迭代制导,同时修正迭代制导的目标轨道参数和调整停泊轨道的滑行时间的方法,实现了比单段迭代制导更强的零窗口发射适应能力。通过数学仿真验证了方法的有效性。 

【文章来源】：导弹与航天运载技术. 2020,(06)北大核心CSCD

【文章页数】：4 页

【部分图文】：

飞行轨迹和轨道示意Fig.1IllustrationofMotionTrajectoryandOrbit

多段迭代对零窗口的适应性以3段迭代制导的火箭为例，发射高轨卫星通常采用具有中间轨道的发射轨道[8]，典型的一种弹道设计是飞行过程中具有停泊轨道和转移轨道[9]，见图1。图1飞行轨迹和轨道示意Fig.1IllustrationofMotionTrajectoryandOrbit多级火箭制导方法按照大气层内摄动制导，大气层外迭代制导设计，迭代制导二级飞行段、三级一次飞行段和三级二次飞行段，存在3个不同的目标轨道。如果存在起飞时间偏差t，则3个目标轨道的升交点经度同时存在偏差，其中最终目标轨道的偏差如图2所示。图2起飞时间偏差带来的轨道偏差Fig.2OrbitAberrationCausedbyLaunchTimeDeviationN—轨道升交点；"—升交点经度；i—轨道倾角；—近地点幅角；f—真近点角；r—地心矢径；sh—动量矩；C—本初子午线针对零窗口的发射要求，设计方案为：a）方案1：补偿二级飞行目标轨道、三级一次飞行目标轨道、三级二次飞行目标轨道；b）方案2：补偿三级一次飞行目标轨道和三级二次飞行目标轨道；c）方案3：补偿三级二次飞行目标轨道。二级飞行目标轨道是一种亚轨道，考虑残骸落点要求、对入轨精度影响、安全性问题，二级不适合改变目标轨道参数，只有方案2和方案3可行，其中方案3与单级迭代制导对零窗口适应性相同，假设起飞偏差为1t，方案2和方案3入轨精度仿真对比见表1。表1方案2和方案3的入轨精度对比Tab.1ComparisonofAccuraciesoftheSecondMethodandtheThirdMethod序号半长轴偏差m轨道倾角偏差(°)升交点经度偏差(°)方案2停泊轨道-176.58-0.00003-0.00061方案3停泊轨道0.00.0-0.25068不补偿?

【参考文献】：
期刊论文
[1]带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究[J]. 韩雪颖,马英,张志国,余梦伦.  宇航学报. 2018(05)
[2]一种用于计算上面级发射窗口的方法[J]. 周文勇,宋少倩,陈益.  导弹与航天运载技术. 2018(02)
[3]长征运载火箭制导方法[J]. 吕新广,宋征宇.  宇航学报. 2017(09)
[4]载人登月着陆器奔月窗口搜索方法[J]. 贺波勇,李海阳.  航空学报. 2017(04)
[5]空间救援发射窗口分析[J]. 李九人,李海阳,蒋自成.  国防科技大学学报. 2008(01)
[6]航天器交会对接发射时间的选择与确定[J]. 朱仁璋,蒙薇,林彦.  宇航学报. 2005(04)
[7]地球同步卫星发射轨道的设计[J]. 余梦伦.  中国空间科学技术. 1983(02)



本文编号：3415784