CN117419609A - 一种用于有翼火箭的电磁发射方法 - Google Patents

一种用于有翼火箭的电磁发射方法 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种用于有翼火箭的电磁发射方法，包括如下步骤：S1：获得滚转角初值；S2：利用牛顿迭代法对滚转角初值进行迭代优化，获得飞行程序角；S3：根据飞行程序角获取计算入轨数据，获取计算入轨数据和目标入轨数据之间的入轨差值，通过预设的入轨精度偏差值对入轨差值进行判断，若入轨差值小于入轨精度偏差值，目标能够实现，生成调整信息，执行S4；若入轨差值大于或等于入轨精度偏差值，目标不能实现，执行S5；S4：根据调整信息对目标入轨数据中的目标轨道倾角、目标偏心率和/或目标轨道高度进行调整，获得新的目标入轨数据，执行S3；S5：对可实现倾角范围进行求解，获得可实现倾角范围。本申请能实现入轨设定轨道倾角范围的发射技术。

Description

一种用于有翼火箭的电磁发射方法
技术领域
本申请涉及电磁火箭发射技术领域，尤其涉及一种用于有翼火箭的电磁发射方法。
背景技术
电磁火箭发射技术与传统垂直发射有较大不同。电磁发射利用可重复电磁轨道代替传统垂直发射火箭的一级，在提高一定运载能力和经济效用价值的同时，对目标轨道及其射向也存在着巨大的约束。通过有翼火箭离轨后BTT(Bank-to-Turn,运用倾斜转弯)控制策略拉偏航的方式，可有效地提高电磁发射可入轨的轨道范围。
由于电磁发射锁定了发射的射向角，所以面对不同的轨道，只能通过空中调整偏航角的方式来改变目标轨道倾角。
传统垂发火箭一般采用改变发动机推力方向的方式来调整偏航，但对火箭运力影响较大且改变目标轨道范围有限。
发明内容
本申请的目的在于提供一种用于有翼火箭的电磁发射方法，采用大翼展、高升阻比的有翼协调转弯方式，并利用升力的分量来满足侧向力拉偏航的需求，进而能实现入轨设定轨道倾角范围的发射技术。
为达到上述目的，本申请提供一种用于有翼火箭的电磁发射方法，包括如下步骤：S1：对有翼火箭的目标轨道倾角进行赋值，获得滚转角初值；S2：利用牛顿迭代法对滚转角初值进行迭代优化，获得飞行程序角；S3：根据飞行程序角获取计算入轨数据，获取计算入轨数据和目标入轨数据之间的入轨差值，通过预设的入轨精度偏差值对入轨差值进行判断，若入轨差值小于入轨精度偏差值，则目标能够实现，生成调整信息，执行S4；若入轨差值大于或等于入轨精度偏差值，则目标不能实现，执行S5；其中，计算入轨数据至少包括：计算轨道倾角、计算偏心率和计算轨道高度；目标入轨数据至少包括：目标轨道倾角、目标偏心率和目标轨道高度；入轨精度偏差值至少包括：轨道倾角偏差值、偏心率偏差值和轨道高度偏差值；S4：根据调整信息对目标入轨数据中的目标轨道倾角、目标偏心率和/或目标轨道高度进行调整，完成调整后，获得新的目标入轨数据，执行S3；S5：对可实现倾角范围进行求解，获得可实现倾角范围。
如上的，其中，根据惯性坐标系中的质心转动动力学对有翼火箭进行转动动力学分析，通过当前的有翼火箭的构型和控制系统能力设定滚转角初值。
如上的，其中，惯性坐标系中的质心转动动力学的表达式为：其中，ω为有翼火箭的角速度；J为有翼火箭的转动惯量；/>为有翼火箭的角加速度；MAS为有翼火箭的气动稳定力矩；MAD为有翼火箭的气动阻尼力矩；MAC为有翼火箭在飞行过程中所受的气动操纵力矩；MΔ为由有翼火箭的结构偏差引起的结构干扰力矩。
如上的，其中，令有翼火箭在飞行过程中绕Y轴的控制力矩和有翼火箭在飞行过程中绕Z轴的控制力矩/>为零，有翼火箭的质心转动平衡方程为：/>其中，Jx为绕X轴的转动惯量；Mx为绕X轴的合力矩；/>为绕X轴方向旋转的角加速度。
如上的，其中，由惯性坐标系中的质心转动动力学和有翼火箭的质心转动平衡方程可得：其中，Jx为绕X轴的转动惯量；/>为绕X轴方向旋转的角加速度；/>为绕X轴方向的舵效系数；δx为绕X轴方向产生控制力矩的舵偏角；C为舵效系数；S为气动参考面积；q为动压；δ为舵偏角；lref为气动参考长度。
如上的，其中，飞行程序角至少包括：线性飞行段的俯仰角和常值飞行段的俯仰角。
如上的，其中，线性飞行段的俯仰角的表达式为：其中，为有翼火箭在线性飞行段t1～t2中的ti时刻的俯仰角；/>为零攻角飞行结束后的俯仰角；/>为设定的俯仰角变化率；ti-t1为变化时间；t1为线性飞行段的起始时间；t2为线性飞行段的末始时间。
如上的，其中，常值飞行段的俯仰角的表达式为：其中，/>为有翼火箭在常值飞行段t2～t3中的th时刻的俯仰角；/>为线性飞行段结束后的俯仰角；t2为线性飞行段的末始时间；t3为常值飞行段的末始时间。
如上的，其中，有翼火箭离轨后存在滑行时间，根据不同的一子级工作能力，从滑行开始至一子级飞行马赫数达到0.8Ma之前均可对有翼火箭的滚转角进行调整。
如上的，其中，当滚转角正向旋转时，滚转角的表达式为：γ(t)＝∫wdt；其中，γ(t)为滚转角；w为滚转角速度；t为工作时间；∫wdt为积分公式。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请的用于有翼火箭的电磁发射方法能够有效地改善电磁火箭发射对轨道倾角使用的局限性。
(2)本申请的用于有翼火箭的电磁发射方法能够减少更改偏航角对控制系统的压力和变轨道倾角所带来的能量损耗，增加了最大运力。
(3)本申请的有翼火箭采用大翼展，高升阻比的有翼火箭气动外形，在小滚转角和角速度下，通过小攻角飞行即可满足法向和侧向力的使用要求。
(4)利用BBT控制方式改偏航角策略，通过调整滚转角来实现升力的分量作为侧向力，能高效快速地修改射向，满足低电磁轨道倾角的发射要求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为用于有翼火箭的电磁发射方法一种实施例的流程图；
图2为滚转角速度曲线；
图3为滚转角曲线。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
电磁火箭发射一般采用电磁轨道代替可重复利用的一级火箭，利用电磁轨道产生的初速度和初高度作为设计输入，设计有翼火箭的滚转角度来入轨，以满足改变目标轨道倾角的情况。
将翼设置于火箭的一子级上，构成有翼火箭，完成协调转弯后，将翼与一子级一同分离。
有翼火箭的变轨原理是：通过调整火箭滚转角并拉升攻角，使翼产生的升力分解为向上的分力和侧向的分力。火箭飞离轨道后，直接点火会对电磁轨道产生一定的损伤，因此，需要滑行一段时间后再点火。在此条件下，有翼火箭的滑行段和助推段主要依靠气动升力在箭身侧向的分力使火箭速度偏角增大。因滑行段无动力，火箭在纵向和发射方向(即：发惯系的z轴方向和x轴方向)的速度分量因气动力和引力等作用力而迅速下降，侧向速度从0逐步上升，使火箭在点火助推时获得速度偏角，而后因箭身携带翼的作用，速度偏角逐步上升，当翼和一子级脱离后，偏角趋于稳定。此过程保持侧滑角为0，使得火箭偏航角增大，火箭偏离射面，因此具备轨道倾角调整能力。
进一步的，有翼火箭采用大翼展，高升阻比的有翼火箭气动外形。
如图1所示，本申请提供一种用于有翼火箭的电磁发射方法，包括如下步骤：
S1：对有翼火箭的目标轨道倾角进行赋值，获得滚转角初值。
进一步的，根据惯性坐标系中的质心转动动力学对有翼火箭进行转动动力学分析，通过当前的有翼火箭的构型和控制系统能力设定滚转角初值。
具体的，根据不同计算工况的经验设定滚转角初值。
进一步的，设定的滚转角初值为最大滚转角速度。
进一步的，惯性坐标系中的质心转动动力学的表达式为：
其中，ω为有翼火箭的角速度；J为有翼火箭的转动惯量；为有翼火箭的角加速度；MAS为有翼火箭的气动稳定力矩；MAD为有翼火箭的气动阻尼力矩；MAC为有翼火箭在飞行过程中所受的气动操纵力矩；MΔ为由有翼火箭的结构偏差引起的结构干扰力矩。
通过对有翼火箭进行转动动力学分析，给出滚转程序角的初步设计结果，即：滚动角初值，以为后续设计提供理论基础。对研究内容进行相应简化，忽略MAS项、MAD项和MΔ项，只对MAC项进行考虑。
进一步的，有翼火箭在飞行过程中所受的气动操纵力矩MAC的表达式为：
其中，为有翼火箭在飞行过程中绕X轴的控制力矩；/>为有翼火箭在飞行过程中绕Y轴的控制力矩；/>为有翼火箭在飞行过程中绕Z轴的控制力矩；C为舵效系数；S为气动参考面积；q为动压；δ为舵偏角；lref为气动参考长度；δz为绕Z轴方向产生控制力矩的舵偏角；δy为绕Y轴方向产生控制力矩的舵偏角；δx为绕X轴方向产生控制力矩的舵偏角；为绕X轴方向的舵效系数；/>为绕Y轴方向的舵效系数；/>为绕Z轴方向的舵效系数。
进一步的，令有翼火箭在飞行过程中绕Y轴的控制力矩和有翼火箭在飞行过程中绕Z轴的控制力矩/>为零，有翼火箭的质心转动平衡方程为：
其中，Jx为绕X轴的转动惯量；Mx为绕X轴的合力矩；为绕X轴方向旋转的角加速度。
进一步的，由惯性坐标系中的质心转动动力学和有翼火箭的质心转动平衡方程可得：
其中，Jx为绕X轴的转动惯量；为绕X轴方向旋转的角加速度；/>为绕X轴方向的舵效系数；δx为绕X轴方向产生控制力矩的舵偏角；C为舵效系数；S为气动参考面积；q为动压；δ为舵偏角；lref为气动参考长度。
S2：利用牛顿迭代法对滚转角初值进行迭代优化，获得飞行程序角。
具体的，飞行程序角是有翼火箭飞行过程中的姿态角度，不同的姿态角度的飞行能量和最后实现的入轨精度均不相同，因此，飞行程序角是后续能否实现变轨的决定因素。通过飞行程序角能够让有翼火箭按照设定的精度要求进入目标轨道。根据预设范围的目标轨道，对有翼火箭的滚转方向的飞行程序角进行相关设计和迭代，从而使有翼火箭在指定时刻下拥有合理的滚转角，进而能够进行相应的拉偏策略。
根据任务的具体情形，火箭翼型将翼携带于一子级，翼随一子级的脱离而脱离有翼火箭，且有翼火箭的二子级及以上各级为轴对称设计。当有翼火箭的二子级点火时，翼随一子级分离，有翼火箭由面对称构型转变为轴对称构型，有翼火箭的飞行状态不再受滚转姿态角影响，为保持有翼火箭的结构稳定，令有翼火箭滚转后保持滚转姿态直至一子级结构脱离。有翼火箭与常规火箭不同，其翼型可能导致较大气动阻尼力矩，为使飞行程序角的设计具备更好的可实现性，实际设计时应尽可能减小设计值。
作为一个实施例，将滚转角初值输入至迭代程序，通过迭代程序中现有的牛顿迭代法对滚转角初值进行迭代优化，获得飞行程序角。
进一步的，飞行程序角至少包括：线性飞行段的俯仰角和常值飞行段的俯仰角。
进一步的，线性飞行段的俯仰角的表达式为：
其中，为有翼火箭在线性飞行段t1～t2中的ti时刻的俯仰角；/>为零攻角飞行结束后的俯仰角；/>为设定的俯仰角变化率；ti-t1为变化时间；t1为线性飞行段的起始时间；t2为线性飞行段的末始时间。
具体的，t1为线性飞行段的起始时间，也为零攻角飞行结束时间。按照实际任务要求设计线性飞行段的飞行程序角(即：线性飞行段的俯仰角)，线性飞行段的俯仰角的变化规律采用线性函数形式表达。
进一步的，常值飞行段的俯仰角的表达式为：
其中，为有翼火箭在常值飞行段t2～t3中的th时刻的俯仰角；/>为线性飞行段结束后的俯仰角；t2为线性飞行段的末始时间；t3为常值飞行段的末始时间。
具体的，t2为线性飞行段的末始时间，也为常值飞行段的起始时间。有翼火箭在一子级助推段(即：线性飞行段)结束后，将进入二、三子级级间滑行段(即：常值飞行段)，有翼火箭在级间滑行段无动力，级间滑行段的俯仰角保持常值。
S3：根据飞行程序角获取计算入轨数据，获取计算入轨数据和目标入轨数据之间的入轨差值，通过预设的入轨精度偏差值对入轨差值进行判断，若入轨差值小于入轨精度偏差值，则目标能够实现，生成调整信息，执行S4；若入轨差值大于或等于入轨精度偏差值，则目标不能实现，执行S5；其中，计算入轨数据至少包括：计算轨道倾角、计算偏心率和计算轨道高度；目标入轨数据至少包括：目标轨道倾角、目标偏心率和目标轨道高度；入轨精度偏差值至少包括：轨道倾角偏差值、偏心率偏差值和轨道高度偏差值。
具体的，|计算轨道倾角-目标轨道倾角|<轨道倾角偏差值，则目标能够实现；|计算轨道倾角-目标轨道倾角|≥轨道倾角偏差值，则目标不能实现。
|计算偏心率-目标偏心率|<偏心率偏差值，则目标能够实现；|计算偏心率-目标偏心率|≥偏心率偏差值，则目标不能实现。
|计算轨道高度-目标轨道高度|<轨道高度偏差值，则目标能够实现；|计算轨道高度-目标轨道高度|≥轨道高度偏差值，则目标不能实现。
进一步的，轨道倾角偏差值为0.01°，但不仅限于0.01°，本申请优选为0.01°。
具体的，轨道倾角偏差值的具体值根据实际情况设置。
进一步的，轨道高度偏差值为1m，但不仅限于1m，本申请优选为1m。
具体的，轨道高度偏差值的具体值根据实际情况设置。
进一步的，偏心率偏差值为0.01，但不仅限于0.01，本申请优选为0.01。
具体的，偏心率偏差值的具体值根据实际情况设置。
S4：根据调整信息对目标入轨数据中的目标轨道倾角、目标偏心率和/或目标轨道高度进行调整，完成调整后，获得新的目标入轨数据，执行S3。
具体的，通过调整滚转角改变偏航，从而改变有翼火箭入轨的轨道倾角。根据S3中的调整信息进行调整，即：只对S3中的目标入轨数据中具有偏差值的数据(目标轨道倾角、目标偏心率和/或目标轨道高度)进行调整。
进一步的，对滚转角进行调整，获得调整轨道倾角，并利用调整轨道倾角改变目标轨道倾角。对偏心率进行调整，获得调整偏心率，并利用调整偏心率改变目标偏心率。对轨道高度进行调整，获得调整轨道高度，并利用调整轨道高度改变目标轨道高度。将改变后的目标轨道倾角、改变后的目标偏心率和/或改变后的目标轨道高度作为新的目标入轨数据，执行S3。
进一步的，有翼火箭离轨后存在滑行时间，根据不同的一子级工作能力，从滑行开始至一子级飞行马赫数达到0.8Ma之前均可对有翼火箭的滚转角进行调整。
进一步的，如图2和3所示，当滚转角正向旋转时，滚转角的表达式为：
γ(t)＝∫wdt；
其中，γ(t)为滚转角；w为滚转角速度；t为工作时间；∫wdt为积分公式。进一步的，当滚转角反向旋转时，滚转角的表达式为：
γ(t)＝-∫wdt；
其中，γ(t)为滚转角；w为滚转角速度；t为工作时间；∫wdt为积分公式。S5：对可实现倾角范围进行求解，获得可实现倾角范围。
具体的，在考虑最大滚转角速度的前提下，通过调整滚转角来改变偏航角，并判断极限情况下有翼火箭入轨的轨道倾角，如：±0.5°/s^2的滚转角加速度能满足的极限范围内的轨道倾角的变化。
电磁发射的发射台通常固定于一个方向，即：射向固定，因此只能选择固定的轨道倾角。通过获得的可实现倾角范围来满足最终的电磁发射(如：满足不同轨道倾角的优势)。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请的用于有翼火箭的电磁发射方法能够有效地改善电磁火箭发射对轨道倾角使用的局限性。
(2)本申请的用于有翼火箭的电磁发射方法能够减少更改偏航角对控制系统的压力和变轨道倾角所带来的能量损耗，增加了最大运力。
(3)本申请的有翼火箭采用大翼展，高升阻比的有翼火箭气动外形，在小滚转角和角速度下，通过小攻角飞行即可满足法向和侧向力的使用要求。
(4)利用BBT控制方式改偏航角策略，通过调整滚转角来实现升力的分量作为侧向力，能高效快速地修改射向，满足低电磁轨道倾角的发射要求。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，本申请的保护范围意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请保护范围及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：对有翼火箭的目标轨道倾角进行赋值，获得滚转角初值；
S2：利用牛顿迭代法对滚转角初值进行迭代优化，获得飞行程序角；
S3：根据飞行程序角获取计算入轨数据，获取计算入轨数据和目标入轨数据之间的入轨差值，通过预设的入轨精度偏差值对入轨差值进行判断，若入轨差值小于入轨精度偏差值，则目标能够实现，生成调整信息，执行S4；若入轨差值大于或等于入轨精度偏差值，则目标不能实现，执行S5；其中，计算入轨数据至少包括：计算轨道倾角、计算偏心率和计算轨道高度；目标入轨数据至少包括：目标轨道倾角、目标偏心率和目标轨道高度；入轨精度偏差值至少包括：轨道倾角偏差值、偏心率偏差值和轨道高度偏差值；
S4：根据调整信息对目标入轨数据中的目标轨道倾角、目标偏心率和/或目标轨道高度进行调整，完成调整后，获得新的目标入轨数据，执行S3；
S5：对可实现倾角范围进行求解，获得可实现倾角范围。
2.根据权利要求1所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，根据惯性坐标系中的质心转动动力学对有翼火箭进行转动动力学分析，通过当前的有翼火箭的构型和控制系统能力设定滚转角初值。
3.根据权利要求2所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，惯性坐标系中的质心转动动力学的表达式为：
其中，ω为有翼火箭的角速度；J为有翼火箭的转动惯量；为有翼火箭的角加速度；MAS为有翼火箭的气动稳定力矩；MAD为有翼火箭的气动阻尼力矩；MAC为有翼火箭在飞行过程中所受的气动操纵力矩；MΔ为由有翼火箭的结构偏差引起的结构干扰力矩。
4.根据权利要求3所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，令有翼火箭在飞行过程中绕Y轴的控制力矩和有翼火箭在飞行过程中绕Z轴的控制力矩/>为零，有翼火箭的质心转动平衡方程为：
其中，Jx为绕X轴的转动惯量；Mx为绕X轴的合力矩；为绕X轴方向旋转的角加速度。
5.根据权利要求4所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，由惯性坐标系中的质心转动动力学和有翼火箭的质心转动平衡方程可得：
其中，Jx为绕X轴的转动惯量；为绕X轴方向旋转的角加速度；/>为绕X轴方向的舵效系数；δx为绕X轴方向产生控制力矩的舵偏角；C为舵效系数；S为气动参考面积；q为动压；δ为舵偏角；lref为气动参考长度。
6.根据权利要求5所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，飞行程序角至少包括：线性飞行段的俯仰角和常值飞行段的俯仰角。
7.根据权利要求6所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，线性飞行段的俯仰角的表达式为：
其中，为有翼火箭在线性飞行段t1～t2中的ti时刻的俯仰角；/>为零攻角飞行结束后的俯仰角；/>为设定的俯仰角变化率；ti-t1为变化时间；t1为线性飞行段的起始时间；t2为线性飞行段的末始时间。
8.根据权利要求7所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，常值飞行段的俯仰角的表达式为：
其中，为有翼火箭在常值飞行段t2～t3中的th时刻的俯仰角；/>为线性飞行段结束后的俯仰角；t2为线性飞行段的末始时间；t3为常值飞行段的末始时间。
9.根据权利要求8所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，有翼火箭离轨后存在滑行时间，根据不同的一子级工作能力，从滑行开始至一子级飞行马赫数达到0.8Ma之前均可对有翼火箭的滚转角进行调整。
10.根据权利要求9所述的用于有翼火箭的电磁发射方法，其特征在于，当滚转角正向旋转时，滚转角的表达式为：
γ(t)＝∫wdt；
其中，γ(t)为滚转角；w为滚转角速度；t为工作时间；∫wdt为积分公式。
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