CN113486524B - 一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，是一种多约束条件下投放的运载平台制导控制方法。该方法针对商业火箭运载器分离窗口需要同时满足飞行高度、马赫数、动压和姿态角的范围要求，把约束条件分解成先达到的边界指标、后达到的边界指标和可优化的边界指标，并把这些指标作为相应的转段条件从而把载荷投放飞行段分解为载荷投放飞行前段、载荷准备投放段、载荷马上投放段，使得载荷投放时性能指标最优化，同时在载荷飞行段对俯仰程序角和偏航程序角指令进行补偿，使得飞行攻角和侧滑角尽量接近于零，达到更好的载荷平台投放效果。
Description
技术领域
本发明是一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，用于载荷投放需要同时满足高度、速度、动压和角度等在一定范围内的多约束条件下航天运载平台的制导设计，属于飞行器制导控制领域。
背景技术
商业运载火箭的分离窗口设计是实现商业运载火箭任务的最后一步，它的作用是将载荷运送到满足多约束条件的位置进行投放使其获得最大的试验效果。某商业火箭运载器投放平台要求载荷投放高度满足大于35.5km，飞行马赫数在1.8-2.5范围之内，动压在1320-1620pa范围之内，俯仰姿态角在-20°-0°范围之内。为了有效的满足分离窗口的条件要求，在商业火箭动力飞行段结束后进行能量管理机动飞行段，有效消除动力飞行段的制导残差，能量管理机动飞行结束后抛掉运载器壳体即一二级分离，分离后进入载荷投放段。虽然分离窗口没有直接的指标要求，但需要满足载荷投放分离时刻，飞行高度、飞行马赫数、动压和俯仰姿态角都在一定范围之内，并且期望载荷投放时刻飞行攻角和侧滑角尽可能的小，属于多约束条件下的分离窗口设计。
由于目前尚无针对多约束投放条件下分离窗口设计的制导控制技术，按传统的设计虚拟点进行目标控制的制导控制设计方法无法满足分离窗口的要求。而本发明提出的方法，为了使得分离时刻攻角侧滑角尽量小，提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法。在载荷投放段飞行过程中，为了同时满足载荷投放平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角都需要在某区域范围内的要求，把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷马上投放段，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行转段，使得运载平台载荷投放分离时具备更优化的条件、更良好的性能，从而有效解决了多约束条件下载荷投放要求这一工程问题。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，在载荷投放段飞行过程中，为了同时满足载荷投放平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角都需要在某区域范围内的要求，把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷投放马上投放段，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行转段，使得运载平台载荷投放分离时具备更优化的条件。在载荷投放段制导算法设计中，提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法，使得分离时刻攻角侧滑角尽量小，从而使得载荷投放平台具备更良好的性能。
本发明与现有技术相比的有益效果为：
(1)本发明的制导算法以实际工程目标为要求，通过理论手段提出了飞行俯仰程序角和偏航程序角进行有效补偿的求取方法，使得分离时刻攻角侧滑角尽量小。
(2)本发明针对载荷投放时刻需要满足的多约束条件，根据实际飞行过程中按先达到的条件、后达到的条件、优化指标的约束条件进行分段，使得在所有的干扰偏差下运载平台载荷投放分离时刻不仅满足条件约束要求而且具备更优化的性能。
附图说明
图1是本发明实例提供的一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法的流程图。
具体实施方式
一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，载荷投放段通过理论推导求取相应的俯仰和偏航姿态角指令，根据实际飞行过程中把多约束指标进行分解并作为相应的细分段落的转段条件。
主要过程如下：
1)在整个载荷投放飞行段，通过以下公式求取相应的飞行俯仰程序角和偏航程序角：
ψcx＝σvg-Δψ
其中，θvg和σvg分别为发射系下速度倾角和速度偏角，求取公式如下：
其中，Vx、Vy、Vz为发射系下速度。和Δψ为需要补偿的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，求取公式如下：
其中，为当前弹体俯仰姿态角，/>为当前发惯系到发射系转换矩阵。
2)载荷投放需要满足的四个条件，分别为：
h＞hmin
qmin＜q＜qmax
Mamin＜Ma＜Mamax
根据载荷投放需要满足的四个条件，把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷投放马上投放段，在满足相应的约束条件下进行转段，转段条件分别如下所示。
3)在载荷投放飞行前段，如果运载平台同时满足以下条件进入载荷投放准备段，条件如下式所示：
h＞hmin
q＜qmax
Ma＜Mamax
4)在进入载荷投放准备段，如果运载平台同时满足以下条件进入载荷马上投放段，条件如下式所示：
h＞hmin
q＞qmin
Ma＞Mamin
在进入马上投放段时刻判断俯仰姿态角，如果置投放转级判断标志为0；否则，置投放转级判断标志为1。
5)进入载荷马上投放段，如果转级判断标志为0时，经过Tgd(秒)后载荷释放；如果转级判断标志为1时，对下列条件进行判断，满足其中任何一个，即刻释放载荷：
h＜hmin+Δh
q＞qmax-Δq
Ma＞Mamax-ΔMa
其中，Tgd为设计参数，根据实际任务情况需要进行优化选取，一般选取为几十毫秒到几百毫秒。Δh、Δq和ΔMa为能允许的可控边界范围，均为大于零的数，根据实际任务情况需要进行优化选取。
由此即实现了一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，不仅使得载荷投放时刻攻角、侧滑角接近于零，并且分离窗口需要同时满足的飞行高度、马赫数、动压和姿态角都在期望的范围之内，性能指标能达到更大的优化。
Claims (4)
1.一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，在整个载荷投放飞行段，为了尽量降低飞行过程中攻角和侧滑角，使得载荷释放条件更优化，通过以下公式求取相应的飞行俯仰程序角和偏航程序角：
ψcx＝σvg-Δψ
式中，θvg和σvg分别为发射系下速度倾角和速度偏角，和Δψ为需要补偿的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差，其计算公式如下：
其中，为当前弹体俯仰姿态角，/>为当前发惯系到发射系转换矩阵；然后，根据商业火箭运载器分离窗口需要同时满足飞行高度、马赫数、动压和姿态角的范围要求，条件如下式所示：
h＞hmin
qmin＜q＜qmax
Mamin＜Ma＜Mamax
式中：hmin为最低飞行高度，qmin为最低动压，qmax为最高动压，Mamin为最低马赫数，Mamax为最高马赫数，为最小俯仰姿态角，/>为最大俯仰姿态角；把载荷投放飞行段分为载荷投放飞行前段、载荷投放准备段、载荷投放马上投放段，把约束条件分解成先达到的边界指标、后达到的边界指标和可优化的边界指标作为相应的转段条件，从而使得载荷释放分离窗口性能指标最优化。
2.根据权利要求1所述的一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，其特征在于：在载荷投放飞行前段，如果航天器飞行状态同时满足以下条件：
h＞hmin
q＜qmax
Ma＜Mamax
飞行状态由载荷投放飞行前段转入载荷投放准备段。
3.根据权利要求1所述的一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，其特征在于：在载荷投放准备段，如果航天器飞行状态同时满足以下条件：
h＞hmin
q＞qmin
Ma＞Mamin
飞行状态由载荷投放准备段转入载荷马上投放段；此时刻并且判断俯仰姿态角，如果满足置投放转级判断标志为0；否则，置投放转级判断标志为1。
4.根据权利要求1所述的一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法，其特征在于：进入载荷马上投放段，如果转级判断标志为0时，经过Tgd(秒)后载荷释放；如果转级判断标志为1时，对下列条件进行判断，满足其中任何一个，即刻释放载荷：
h＜hmin+Δh
q＞qmax-Δq
Ma＞Mamax-ΔMa
其中，Tgd为载荷投放过渡时间，根据实际任务情况进行优化选取的参数，Δh、Δq和ΔMa为优化的可控边界范围，均为大于零的数，根据实际任务情况进行优化选取。
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