發(fā)布時(shí)間：2021-09-30 11:37

　　運(yùn)載火箭應(yīng)用迭代制導(dǎo)日益廣泛,針對(duì)多級(jí)火箭零窗口的發(fā)射要求,采用多段接力的迭代制導(dǎo),同時(shí)修正迭代制導(dǎo)的目標(biāo)軌道參數(shù)和調(diào)整停泊軌道的滑行時(shí)間的方法,實(shí)現(xiàn)了比單段迭代制導(dǎo)更強(qiáng)的零窗口發(fā)射適應(yīng)能力。通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證了方法的有效性。 

【文章來(lái)源】：導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2020,(06)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：4 頁(yè)

【部分圖文】：

飛行軌跡和軌道示意Fig.1IllustrationofMotionTrajectoryandOrbit

多段迭代對(duì)零窗口的適應(yīng)性以3段迭代制導(dǎo)的火箭為例，發(fā)射高軌衛(wèi)星通常采用具有中間軌道的發(fā)射軌道[8]，典型的一種彈道設(shè)計(jì)是飛行過程中具有停泊軌道和轉(zhuǎn)移軌道[9]，見圖1。圖1飛行軌跡和軌道示意Fig.1IllustrationofMotionTrajectoryandOrbit多級(jí)火箭制導(dǎo)方法按照大氣層內(nèi)攝動(dòng)制導(dǎo)，大氣層外迭代制導(dǎo)設(shè)計(jì)，迭代制導(dǎo)二級(jí)飛行段、三級(jí)一次飛行段和三級(jí)二次飛行段，存在3個(gè)不同的目標(biāo)軌道。如果存在起飛時(shí)間偏差t，則3個(gè)目標(biāo)軌道的升交點(diǎn)經(jīng)度同時(shí)存在偏差，其中最終目標(biāo)軌道的偏差如圖2所示。圖2起飛時(shí)間偏差帶來(lái)的軌道偏差Fig.2OrbitAberrationCausedbyLaunchTimeDeviationN—軌道升交點(diǎn)；"—升交點(diǎn)經(jīng)度；i—軌道傾角；—近地點(diǎn)幅角；f—真近點(diǎn)角；r—地心矢徑；sh—?jiǎng)恿烤�；C—本初子午線針對(duì)零窗口的發(fā)射要求，設(shè)計(jì)方案為：a）方案1：補(bǔ)償二級(jí)飛行目標(biāo)軌道、三級(jí)一次飛行目標(biāo)軌道、三級(jí)二次飛行目標(biāo)軌道；b）方案2：補(bǔ)償三級(jí)一次飛行目標(biāo)軌道和三級(jí)二次飛行目標(biāo)軌道；c）方案3：補(bǔ)償三級(jí)二次飛行目標(biāo)軌道。二級(jí)飛行目標(biāo)軌道是一種亞軌道，考慮殘骸落點(diǎn)要求、對(duì)入軌精度影響、安全性問題，二級(jí)不適合改變目標(biāo)軌道參數(shù)，只有方案2和方案3可行，其中方案3與單級(jí)迭代制導(dǎo)對(duì)零窗口適應(yīng)性相同，假設(shè)起飛偏差為1t，方案2和方案3入軌精度仿真對(duì)比見表1。表1方案2和方案3的入軌精度對(duì)比Tab.1ComparisonofAccuraciesoftheSecondMethodandtheThirdMethod序號(hào)半長(zhǎng)軸偏差m軌道傾角偏差(°)升交點(diǎn)經(jīng)度偏差(°)方案2停泊軌道-176.58-0.00003-0.00061方案3停泊軌道0.00.0-0.25068不補(bǔ)償?

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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