固体小型运载火箭的弹道设计与制导方法研究

论文摘要

固体小型运载火箭是一种将中小型卫星快速送入空间的重要运载工具,本文以固体小型运载火箭为背景,针对弹道设计与制导控制的问题进行分析,对其助推段的耗尽关机问题、直接入轨策略以及入轨段修正误差的制导问题进行深入探讨。耗尽关机方面采用的是能量管理策略。本文经推导得到双向姿态角调整策略的实施方法,将视速度作为姿态角控制的自变量,并反推出姿态角随时间的函数。结果证明,姿态角的最大值以及姿态角变化段时长对视速度模量的消耗量影响较大。因此对于特定飞行任务,需要综合考虑姿态角最大值和姿态角变化段时长,以达到最优效果。对应上述双向姿态角调整策略,引入单向姿态角调整策略,同样利用视速度作为姿态角控制的自变量,经过推导可知决定该策略的关键因素为始末姿态角的大小。对比两种策略可知,两种策略均具有一定的优势,可以根据具体的情况选择使用。火箭入轨策略方面以相平面控制原理为基础,提出一种当火箭初始状态(位置,速度)参数与目标状态满足一定条件时的直接入轨策略。该策略引入一个虚目标的概念,将火箭的入轨问题转化成为火箭与虚目标的相对运动问题,根据相平面原理可知,控制结束时刻,火箭运动相图运动到坐标原点,即相对位置速度均为0。同时为了推导该理论的适用范围,将视速度模量运用到火箭状态的解析解的求解过程中,大幅度降低了模型的复杂性。而对于火箭入轨段修正误差的制导问题方面,采用弹道制导一体化的优化方法对火箭的入轨控制参数进行修正,推导出修正值的计算方法,并进行仿真验证,证明该方法正确可行。随后利用Simulink工具构建固体小型运载火箭二级助推段的耗尽关机控制和入轨段的直接入轨策略的飞行程序,对本文内容进行了一个统一性质的验证。本文通过理论推导加仿真验证的方式进行研究,具有一定的工程实用性,可以为固体小型运载火箭的建设提出建议。

论文目录

• 摘要
• ABSTRACT
• 第一章 绪论
• 1.1 论文研究背景
• 1.2 研究目的及意义
• 1.3 相关领域国内外研究现状
• 1.3.1 固体小型运载火箭助推段耗尽关机的研究与发展
• 1.3.2 固体小型运载火箭制导方法的研究和发展
• 1.3.3 固体小型运载火箭弹道制导一体化的发展
• 1.4 论文内容安排与组织结构
• 1.4.1 研究内容和创新点
• 1.4.2 论文组织结构
• 第二章 动力学模型与弹道分析
• 2.1 固体小型火箭的动力学模型
• 2.1.1 固体火箭主动段简化的纵向方程
• 2.1.2 固体火箭大气层外发射惯性系下的动力学方程
• 2.2 坐标系及坐标转换
• 2.2.1 基准坐标系
• 2.2.2 各坐标系间转换关系
• 2.3 地球模型
• 2.3.1 IAG-75 椭球的常数
• 2.3.2 地心坐标系与大地坐标系的转换关系
• 2.3.3 地心引力计算
• 2.4 固体小型火箭的弹道分析
• 第三章 固体火箭真空段耗尽关机策略研究
• 3.1 视速度模量概念及多余视速度耗费方法
• 3.1.1 视速度模量计算方法
• 3.1.2 待增视速度计算方法
• 3.1.3 多余视速度耗费方法
• 3.2 双向姿态角调整策略
• 3.2.1 双向姿态角调整策略概述
• 3.2.2 耗费视速度模量百分比的计算
• 3.2.3 三维仿真验证
• 3.2.4 关于双向姿态角调整策略的关键误差分析
• 3.3 单向姿态角调整策略
• 3.3.1 单向姿态角调整策略概述
• 3.3.2 耗费视速度模量百分比计算
• 3.3.3 三维仿真验证
• 3.3.4 关于单向姿态角调整策略的关键误差分析
• 3.4 本章小结
• 第四章 基于相平面控制的直接入轨策略研究
• 4.1 相平面法的概念
• 4.1.1 相轨迹及相轨迹性质
• 4.1.2 利用解析法绘制相平面图
• 4.1.3 奇点和极限环
• 4.2 加速度为常值时的入轨策略研究
• 4.2.1 常加速度条件下相平面入轨策略的基本思想
• 4.2.2 扩大初始状态区间的方法研究
• 4.2.3 利用最优化计算原理进行参数设计
• 4.2.4 仿真验证
• 4.3 常推力条件下的入轨策略研究
• 4.3.1 利用时间作为控制自变量
• 4.3.2 利用视速度作为控制自变量
• 4.3.3 仿真验证
• 4.4 本章小结
• 第五章 制导方法与Simulink 的仿真验证
• 5.1 应对相平面入轨策略初始误差的制导方法
• 5.1.1 修正误差的制导方法
• 5.1.2 仿真验证
• 5.2 利用Simulink 构建固体小型运载火箭的飞行程序
• 5.2.1 二级助推段能量管理策略的Simulink 仿真
• 5.2.2 入轨段相平面机动策略的Simulink 仿真
• 5.3 本章小结
• 结束语
• 致谢
• 参考文献
• 作者在学期间取得的学术成果