CN115828416A - 一种两级vtvl运载火箭点对点运输全程弹道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括：以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，确定动力上升段弹道，并通过动力上升段弹道优化得到满足该终端约束下的最大有效载荷质量；设置无动力返回段飞行约束条件；根据飞行约束条件得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界；根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程S_max；判断全程弹道的最远航程S_max与目标航程S_target是否满足0≤S_max‑S_target≤ε，若满足则根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道，得到具有最大运载能力的全程弹道；若不满足则修改交接班条件，迭代优化全程弹道。本发明能得到最大运载能力的最优全程弹道。

Description

一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法

技术领域

本发明属于运载器弹道设计领域，特别涉及一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法。

背景技术

随着科技日趋进步和世界航天运输系统的迅猛发展，世界航天运输系统正在向航班化运营方向发展，而作为航班化的重要组成部分，全球点对点极速运输系统正在迅速发展，具有极强的商业价值和军事价值。

全球点对点极速运输系统采用两级构型，两级均采用垂直起飞垂直着陆(VTVL)方式，既有别于传统的运载火箭，也有别于航天飞机、X-37B等再入运载器，其弹道设计主要分为动力上升段和无动力返回段，两个飞行段之间紧密耦合，动力上升段的终端条件会对再入返回段的航程、热/载荷环境、推进剂消耗等产生重要的影响，而运输系统的整个航程由上升段航程和返回段航程组成，需要进行联合优化设计，优化变量、约束条件显著增多，因此需要设计一种新的两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，解决了现有弹道设计过程复杂，精确度低的技术问题，本发明通过全程弹道计算，最终得到最大运载能力的最优全程弹道。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括：

S1将两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道划分为动力上升段和无动力返回段；

S2以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，优化确定动力上升段弹道得到满足该终端约束下动力上升段终端的最大有效载荷质量；

S3设置无动力返回段飞行约束条件；

S4根据无动力返回段飞行约束条件进行无动力返回段的攻角剖面边界分析，得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界；

S5根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程S_max；

S6判断全程弹道的最远航程S_max与目标航程S_target是否满足：

0≤S_max-S_target≤ε，其中ε为预设阈值；

若满足进入步骤S7，若不满足进入步骤S8；

S7根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道；

将动力上升段弹道和无动力返回段弹道整合为全程弹道，得到具有最大运载能力的最优全程弹道；

S8调整交接班条件，返回步骤S2。

进一步的，交接班条件包括运载器的高度h、速度v和弹道倾角γ。

进一步的，步骤S2中，以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，确定动力上升段弹道的方法包括：

S2.1建立动力上升段的弹道动力学模型；

S2.2基于动力上升段的弹道动力学模型，以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，优化动力上升段的俯仰程序角，使得动力上升段终端有效载荷质量最大。

进一步的，步骤S2.2中，优化俯仰程序角的方法为：

第一级俯仰程序角满足如下公式：

其中，γ表示弹道倾角，ω_z表示地球自转角速度在发射坐标系Z轴上的分量，t₁表示开始程序转弯时间，t₂表示亚音速段结束时间，t₃表示转弯结束时间，在[t₂,t₃]时间段内运载器以接近于零的攻角飞行；

攻角

其中α_m表示动力上升段中亚音速段攻角绝对值的最大值，a为常系数；

第二级采用满足如下公式的直线形式的俯仰程序角：

其中，k为俯仰程序角变化率，t₃、t₄表示俯仰程序角变化时间区间；

采用牛顿迭代法进行迭代运算，以求解满足交接班条件的俯仰程序角剖面参数α_m和k，使得运载器动力上升段终端有效载荷质量最大。

进一步的，步骤S3中，无动力返回段飞行约束条件包括热流约束、法向过载约束和动压约束：

热流约束为:

其中，

表示热流密度，K_q为热传递系数，R_c为运载器头部驻点半径，

为驻点最大热流约束，

根据热防护系统材料体系确定，ρ为大气密度，V为速度矢量，n、k为常数；

法向过载约束为：

其中，n_y为飞行过程中的法向过载，n_ymax为飞行过程允许的最大法向过载，α为飞行攻角，m为运载器质量；g为重力加速度，L，D分别为升力和阻力；

动压约束为：

q＝0.5ρv²≤q_max

其中，q为飞行过程中的动压，q_max为允许的最大动压，单位为N/m²。

进一步的，无动力返回段包括自由飞行段、初始再入段、滑翔段和垂直着陆段；

步骤S4中，根据无动力返回段飞行约束条件进行无动力返回段的攻角剖面边界分析，得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界的方法为：

S4.1建立攻角与速度的关系式：

其中，α₀为运载器再入初始常值攻角，M为运载器飞行马赫数；

S4.2迭代α₀，根据α₀得到α,并以该α飞行，当

n_y和q中的其一到达约束条件最大值，其余两项小于约束条件最大值时，得到攻角剖面下边界；

S4.3运载器的失速攻角减去预定安全裕度得到攻角剖面上边界。

进一步的，步骤S5中，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程S_max的方法为：

S5.1根据攻角剖面下边界和攻角剖面上边界分别得到滑翔段的最短航程和最远航程；

S5.2根据动力上升段弹道、滑翔段的最短航程和最远航程得到全程弹道的最短航程S_min和最远航程S_max。

进一步的，步骤S7中，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和动力上升段终端最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道的方法为：

S7.1建立无动力返回段弹道动力学模型；

S7.2基于无动力返回段弹道动力学模型，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和动力上升段终端的最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道的攻角和倾侧角。

进一步的，步骤S7.2中，确定无动力返回段弹道的攻角的方法为：

在攻角剖面边界范围内，通过迭代α₀得到满足航程需求和无动力返回段飞行约束条件的攻角，所述满足航程需求为根据攻角确定的飞行航程等于目标航程S_target；

当根据攻角确定的飞行航程小于目标航程S_target减小攻角，反之，增加攻角。

进一步的，步骤S7.2中，确定无动力返回段弹道的倾侧角的方法为：

自由飞行段和初始下降段：

自由飞行段和初始下降段采用固定的0°倾侧角：

σ＝σ₀＝0

滑翔段：

根据平衡滑翔条件，滑翔段满足弹道倾角γ变化率等于0°/s，设置γ≈0，根据弹道倾角变化率的公式得到倾侧角σ为：

其中，r为运载器质心位置矢量，g为重力加速度，L为升力。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明创造性的提出一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，以交接班参数作为全程弹道的优化变量，在满足各约束条件下以运载能力作为目标函数，内环以动力上升段弹道、无动力返回段分别开展分段弹道优化，以此完成内外环全程弹道优化；

(2)本发明采用牛顿迭代法对动力上升段弹道进行了优化，在满足上升段终端约束要求下，对飞行程序角进行迭代优化，最大限度利用推进剂，提升运载能力。

(3)本发明提出了一种无动力返回段多约束弹道优化方法，在满足热流、过载、动压等过程约束条件下实现再入返回航程最大。

(4)本发明能够满足全程弹道设计的需求，综合考虑多种因素，能够有效提高弹道设计的精确性，提高设计效率。

附图说明

图1为两级VTVL运载火箭点对点运输飞行剖面示意图；

图2为本发明的全程弹道设计流程图。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明提供了一种新的两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，采用基于分解策略的弹道设计理念，将弹道设计分为动力上升段和无动力返回段。动力上升段轨迹设计可参考运载火箭上升段设计方法，并考虑一子级的返回，无动力返回段弹道设计充分借鉴升力式再入运载器的设计方法，通过设计攻角和倾侧角剖面对弹道进行设计。最后在动力上升段和无动力返回段弹道设计基础上，开展全程弹道设计，以交接班参数作为优化变量，建立内外环全程弹道优化方法，最终得到最大运载能力的最优全程弹道。

本发明具体方案如下：

一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括如下步骤：

S1，设计两级VTVL运载火箭点对点运输飞行剖面；

S2，建立动力上升段弹道动力学模型；

S3，建立动力上升段弹道设计方法；

S4，建立无动力返回段弹道动力学模型；

S5，设置无动力返回段飞行约束条件；

S6，开展无动力返回段攻角剖面边界分析；

S7，建立无动力返回段弹道设计方法；

S8，在S1-S7基础上，建立两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法。

实施例：

本发明提供了一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，包括如下步骤：

S1，设计两级VTVL运载火箭点对点运输飞行剖面；

远程极速运输系统采用两级垂直起飞垂直着陆方式，可实现1h将载荷运送到的指定地点，整个飞行过程分为2个大的阶段：动力上升段和无动力返回段，图1给出了飞行轨迹示意图，其中动力上升段包括一级上升段、二级上升段；无动力返回段包括自由飞行段、初始再入段、滑翔段、垂直着陆段。因为垂直着陆段航程较短，相比其他飞行阶段航程有量级差距，因此无动力返回段弹道主要针对自由飞行段、初始再入段、滑翔段弹道进行设计。本发明采用基于分解策略的弹道设计方法，步骤S2-S3和步骤S4-S7将动力上升段和无动力返回段进行分开设计，最后步骤S8再将两个飞行段联合进行优化设计。

S2，建立动力上升段弹道动力学模型；

在发射惯性系下建立动力上升段的动力学方程如下：

1)质心平动动力学方程

在发射坐标系内，质心平动动力学方程为：

其中，m为运载器质量，g为重力矢量，V为速度矢量，P为运载火箭推力矢量，R_n为气动力。

2)质心运动学方程

在发射惯性坐标系下，运载器的质心运动学方程为：

x，y，z，V_x，V_y，V_z分别表示运载器在发射惯性坐标系中的位置和速度。

S3，开展动力上升段弹道设计；

以S2建立的动力上升段弹道动力学模型，开展动力上升段弹道设计。上升段弹道设计主要是通过设计飞行程序角来满足设计的交接班条件要求，包括二级关机点高度，速度，弹道倾角等，同时通过设计发射方位角来满足运载器以最短距离飞向目标点。

设计飞行程序角是运载器总体设计工作的重要组成部分，运载器的飞行性能(如运载能力、级间分离高度、子级落点位置等)都与飞行程序角所确定的弹道形状有关，因此选择运载器动力上升段的飞行程序角除满足给定的终端约束(即交接班条件)外，还必须考虑上述飞行性能。

对应于大气层飞行性能要求，第一级俯仰程序角必须满足零攻角和常值分离姿态的要求，第一级可归纳为：

式中，γ表示弹道倾角，ω_z表示地球自转角速度在发射坐标系Z轴上的分量，t₁表示开始程序转弯时间，t₂表示亚音速段结束时间，t₃表示转弯结束时间，在[t₂,t₃]时间段内运载器以接近于零的攻角飞行；

攻角采用指数变化的形式，见下式：

α(t)＝4α_me^-a(t-t1)(1-e^-a(t-t1))

式中，α_m表示亚音速段攻角绝对值的最大值，a为常系数。

二级处于真空飞行段，一般采用直线形式的俯仰程序角，如下式：

其中，k为俯仰程序角变化率，t₃、t₄表示俯仰程序角变化时间区间。

采用牛顿迭代法进行迭代运算，以求解满足设计的交接班条件要求俯仰程序角剖面参数α_m和k等设计变量值，使得运载器动力上升段有效载荷质量最大。

通过步骤S3动力上升段弹道设计，得到动力上升段弹道终端状态参数(质量m，高度h，速度v，弹道倾角γ)，为无动力返回段弹道设计提供初始输入。

S4，建立无动力返回段弹道动力学模型；

在航迹坐标系下，整个再入阶段的动力学方程可以表示为

其中，r是运载器质心位置矢量，V为速度矢量，θ为经度，φ为纬度，σ为倾侧角，ψ为航迹方位角，γ为弹道倾角。ω_e表示地球自转角速度，m为运载器质量；g为重力加速度；L，D分别为升力和阻力。

ρ＝ρ₀e^(-h/H)

h＝r-R_e

式中，S_ref为参考面积；C_L，C_D分别为升力系数和阻力系数，与攻角α相关；ρ为大气密度，本发明采用指数大气模型，海平面大气密度ρ₀＝1.226kg/m³，H为参考高度，取7254.24m，地球半径R_e＝6371.2km。

S5，设置无动力返回段飞行约束条件

1)热流约束为了保证运载器的安全，在进行再入轨迹设计时，要求驻点(特别是鼻锥)位置的热流密度必须小于允许飞行的最大值，即：

其中

表示热流密度，K_q为热传递系数，R_c为运载器头部驻点半径，

为驻点最大热流约束，根据热防护系统材料体系而定，n、k为常数，对于典型高超声速再入问题，可取：n＝3.15，k＝0.5。

2)法向过载约束再入过程所允许法向过载的大小由所载载荷、飞行器结构或其中设备的承受能力决定。设置法向过载约束为：

其中，n_y为飞行过程中的法向过载，n_ymax为飞行过程允许的最大法向过载，α为飞行攻角。

3)动压约束

使用气动舵面进行控制的极速运输飞行器，其铰链力矩不可过大，故需要对动压进行限制，以减小执行机构负载。动压约束限制了跨大气层飞行器进入稠密大气层后的飞行轨迹。

q＝0.5ρv²≤q_max

其中，q为飞行过程中的动压，q_max为允许的最大动压，单位为N/m²。

S6，开展无动力返回段攻角剖面边界分析

根据步骤S5约束条件分析无动力返回段攻角剖面边界，攻角剖面参考传统再入攻角剖面形式，设置为速度的函数，形式如下:

其中，α₀为飞行器再入初始常值攻角，M为飞行器飞行马赫数，常值大攻角α₀主要为了抑制动压和热流。

根据弹道分析，攻角剖面大小与动压、热流、过载和航程成反比。因此再入初始常值攻角α₀最小值对应动压、热流和过载最大约束，最大值对应最小航程约束。

1)求解攻角剖面下边界：迭代再入初始常值攻角α₀，满足动压、过载、热流、最大升阻比攻角下限约束。当动压、热流或者过载中的任一约束接近约束条件最大值，其余两项小于约束值时，对应最小攻角值，对应飞行器最远航程S_max。

2)求解攻角剖面上边界：由飞行器不同构型下的失速攻角减去一定安全裕度得到，攻角剖面越大，飞行器减速效率越高，飞行时间越短，总吸热量减小，因此攻角剖面上边界对应飞行器最小航程S_min。

由步骤S6得到的攻角剖面上下边界，可以得到无动力滑翔段最短航程和最远航程，再由步骤S5得到的动力上升段航程可得到整个飞行阶段的最短航程S_min和最远航程S_max，已知S_target，若满足0≤S_max-S_target≤ε(ε为设置的固定常数，取ε为100km)，则开始步骤S7无动力返回段弹道设计使总飞行航程满足目标航程；否则，则跳至步骤S8，调整交接班参数高度h，速度v，弹道倾角γ。

S7，开展无动力返回段弹道设计；

以步骤S4建立的无动力返回段弹道动力学模型并基于步骤S6得到的攻角剖面边界，开展无动力返回段弹道设计。无动力返回段弹道设计主要包括两部分，攻角剖面设计和倾侧角剖面设计，根据初始高度和速度，设计攻角和倾侧角，满足约束限制和航程的需求，攻角同样采用上述攻角剖面，其中再入初始常值攻角α₀需要通过航程需求迭代得到，倾侧角设计按照下述步骤确定：

1)自由飞行段和初始下降段

自由飞行段和初始下降段采用固定的0°倾侧角：

σ＝σ₀＝0

2)滑翔段

滑翔段采用平衡滑翔的设计，平衡滑翔段的条件为弹道倾角变化率等于0°/s，即：

根据弹道倾角变化率的公式：

平衡滑翔弹道倾角较小，可以设置γ≈0，根据平衡滑翔条件可以计算出倾侧角，

根据平衡滑翔的条件确定倾侧角之后，飞行航程主要由攻角剖面决定，因此需要迭代设计攻角剖面，在攻角边界范围内，设计满足约束和航程需求的攻角剖面。若航程小于目标航程，减小攻角；反之，增加攻角。

S8，在S1-S7基础上，建立两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法。

在步骤S2-S3和步骤S4-S7基础上建立内外环全程弹道优化方法，在总体参数、目标航程确定条件下，以高度h，速度v，弹道倾角γ交接班参数作为全程弹道的优化变量，以交接班参数作为动力上升段的终端约束，通过动力上升段弹道优化得到满足该约束条件下的最大有效载荷质量，并添加到交接班参数输入给无动力返回段，开展攻角剖面边界分析，得到无动力返回段最远航程弹道，若满足0≤S_max-S_target≤ε，则开展步骤S7无动力返回段弹道设计，使飞行航程满足目标航程要求，若不满足，则调整交接班参数，再次进行全程弹道计算，以此循环迭代，最终得到最大运载能力的最优全程弹道。整个流程图如图2所示。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，包括：

S1将两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道划分为动力上升段和无动力返回段；

S2以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，优化确定动力上升段弹道得到满足该终端约束下动力上升段终端的最大有效载荷质量；

S3设置无动力返回段飞行约束条件；

S4根据无动力返回段飞行约束条件进行无动力返回段的攻角剖面边界分析，得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界；

S5根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程S_max；

S6判断全程弹道的最远航程S_max与目标航程S_target是否满足：

0≤S_max-S_target≤ε，其中ε为预设阈值；

若满足进入步骤S7，若不满足进入步骤S8；

S7根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道；

将动力上升段弹道和无动力返回段弹道整合为全程弹道，得到具有最大运载能力的最优全程弹道；

S8调整交接班条件，返回步骤S2。

2.根据权利要求1所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，交接班条件包括运载器的高度h、速度v和弹道倾角γ。

3.根据权利要求2所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S2中，以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，确定动力上升段弹道的方法包括：

S2.1建立动力上升段的弹道动力学模型；

S2.2基于动力上升段的弹道动力学模型，以交接班条件作为动力上升段弹道的终端约束，优化动力上升段的俯仰程序角，使得动力上升段终端有效载荷质量最大。

4.根据权利要求3所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S2.2中，优化俯仰程序角的方法为：

第一级俯仰程序角满足如下公式：

其中，γ表示弹道倾角，ω_z表示地球自转角速度在发射坐标系Z轴上的分量，t₁表示开始程序转弯时间，t₂表示亚音速段结束时间，t₃表示转弯结束时间，在[t₂,t₃]时间段内运载器以接近于零的攻角飞行；

攻角

其中α_m表示动力上升段中亚音速段攻角绝对值的最大值，a为常系数；

第二级采用满足如下公式的直线形式的俯仰程序角：

其中，k为俯仰程序角变化率，t₃、t₄表示俯仰程序角变化时间区间；

采用牛顿迭代法进行迭代运算，以求解满足交接班条件的俯仰程序角剖面参数α_m和k，使得运载器动力上升段终端有效载荷质量最大。

5.根据权利要求2所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S3中，无动力返回段飞行约束条件包括热流约束、法向过载约束和动压约束：

热流约束为:

其中，

表示热流密度，K_q为热传递系数，R_c为运载器头部驻点半径，

为驻点最大热流约束，

根据热防护系统材料体系确定，ρ为大气密度，V为速度矢量，n、k为常数；

法向过载约束为：

其中，n_y为飞行过程中的法向过载，n_ymax为飞行过程允许的最大法向过载，α为飞行攻角，m为运载器质量；g为重力加速度，L，D分别为升力和阻力；

动压约束为：

q＝0.5ρv²≤q_max

其中，q为飞行过程中的动压，q_max为允许的最大动压，单位为N/m²。

6.根据权利要求5所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，无动力返回段包括自由飞行段、初始再入段、滑翔段和垂直着陆段；

步骤S4中，根据无动力返回段飞行约束条件进行无动力返回段的攻角剖面边界分析，得到攻角剖面上边界和攻角剖面下边界的方法为：

S4.1建立攻角与速度的关系式：

其中，α₀为运载器再入初始常值攻角，M为运载器飞行马赫数；

S4.2迭代α₀，根据α₀得到α,并以该α飞行，当

n_y和q中的其一到达约束条件最大值，其余两项小于约束条件最大值时，得到攻角剖面下边界；

S4.3运载器的失速攻角减去预定安全裕度得到攻角剖面上边界。

7.根据权利要求6所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S5中，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界和动力上升段弹道得到全程弹道的最远航程S_max的方法为：

S5.1根据攻角剖面下边界和攻角剖面上边界分别得到滑翔段的最短航程和最远航程；

S5.2根据动力上升段弹道、滑翔段的最短航程和最远航程得到全程弹道的最短航程S_min和最远航程S_max。

8.根据权利要求7所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S7中，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和动力上升段终端最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道的方法为：

S7.1建立无动力返回段弹道动力学模型；

S7.2基于无动力返回段弹道动力学模型，根据攻角剖面上边界、攻角剖面下边界、交接班条件和动力上升段终端的最大有效载荷质量确定无动力返回段弹道的攻角和倾侧角。

9.根据权利要求8所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S7.2中，确定无动力返回段弹道的攻角的方法为：

在攻角剖面边界范围内，通过迭代α₀得到满足航程需求和无动力返回段飞行约束条件的攻角，所述满足航程需求为根据攻角确定的飞行航程等于目标航程S_target；

当根据攻角确定的飞行航程小于目标航程S_target减小攻角，反之，增加攻角。

10.根据权利要求9所述的一种两级VTVL运载火箭点对点运输全程弹道设计方法，其特征在于，步骤S7.2中，确定无动力返回段弹道的倾侧角的方法为：

自由飞行段和初始下降段：

自由飞行段和初始下降段采用固定的0°倾侧角：

σ＝σ₀＝0

滑翔段：

根据平衡滑翔条件，滑翔段满足弹道倾角γ变化率等于0°/s，设置γ≈0，根据弹道倾角变化率的公式得到倾侧角σ为：

其中，r为运载器质心位置矢量，g为重力加速度，L为升力。

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