二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备与流程

1.本技术涉及数据处理技术领域，特别是涉及一种带助推器的二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备。


背景技术：

2.带助推器的二级半结构运载火箭，是指运载火箭一级上捆绑了助推器的二级运载火箭，是航天发射中常用的运载火箭类型。在运载火箭系统方案设计或航天任务仿真分析中，通常需要根据任务要求，快速生成用于分析或仿真的三自由度弹道，弹道生成即在动力学建模的基础上，确定主要的弹道设计参数。需要解算的参数为二级关机时间、俯仰角参数和发射方位角。由于运载火箭上升段动力学模型的复杂性，参数解算只能采用迭代计算的方式求解。航天发射动力学过程的内在特性使运载火箭的终端状态对弹道设计参数的取值非常敏感，迭代初值选取不当时，终端计算值会过于偏离目标值，无法形成正常的偏差反馈修正初值误差，即使对于一些具备全局搜索能力的智能算法，偏差过大的迭代初值，也将造成迭代收敛时间增加，或收敛到非预期的极小值点。
3.然而，目前的对于迭代初值的选取，采用人工经验值虽然能对特定任务实现较好的效果，但难以适应多种工况，或现实中难以出现的临界状态工况，过多依赖人工经验也制约了算法相关的软件开发，也给缺少经验的用户带来使用不便，准确率也不够高。


技术实现要素：

4.基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够提高入轨弹道设计准确率的二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备。
5.一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法，所述方法包括：
6.获取入轨弹道设计中给定的相关参数；相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；
7.根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；
8.利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；
9.根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；
10.根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；
11.利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二
级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。
12.在其中一个实施例中，根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度，包括：
13.根据助推器推进剂质量、助推器发动机推力大小和助推器发动机比冲计算得到助推器关机时间为
14.其中，p
sp_z
为助推器发动机比冲，pz为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量；
15.根据一级推进剂质量、一级发动机推力大小和一级发动机比冲计算得到一级关机时间为
[0016][0017]
其中，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小；
[0018]
根据助推器推进剂质量、一级推进剂质量、助推器结构质量、一级结构质量、二级结构质量、二级推进剂质量和有效载荷质量相加得到总质量为
[0019]mtotle
＝m
struc_z
+m
fuel_z
+x
struc_1
+m
fuel_2
+m
struc_2
+m
fuel_1
+m
payload
[0020]
其中，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，m
struc_2
为二级结构质量，m
payload
为有效载荷质量；
[0021]
根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到平均重力加速度大小为
[0022][0023]
其中，r0为地球平均半径，μe表示地球引力常数，h
p_target
为目标轨道近地点高度。
[0024]
在其中一个实施例中，根据目标轨道近地点高度设计势能转化成动能的平均效果为
[0025][0026]
其中，g
ave
表示地球平均重力加速度大小；
[0027]
根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到入轨时的速度为
[0028][0029]
根据发射点纬度计算得到入轨点的牵连速度为
[0030][0031]
其中，ωe表示地球自转角速度大小。
[0032]
在其中一个实施例中，利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机
时间，包括：
[0033]
利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间为
[0034][0035][0036]
其中，p2表示二级发动机推力大小，p
sp_2
表示二级发动机比冲，pz表示助推器发动机推力大小，p
sp_z
表示助推器发动机比冲，t1为一级关机时间，tz为助推器关机时间。
[0037]
在其中一个实施例中，根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，包括：
[0038]
根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程为
[0039][0040]
其中，p2表示二级发动机推力大小，pz表示助推器发动机推力大小，t1为一级关机时间，tz为助推器关机时间，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，pz为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量，t
shut
表示二级关机时间，m
totle
表示总质量。
[0041]
在其中一个实施例中，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，包括：
[0042]
根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率为
[0043][0044][0045]
其中，k1表示垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2表示第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，γ表示地心角，t
shut
表示二级关机时间，tz为助推器关机时间，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间。
[0046]
在其中一个实施例中，利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，包括：
[0047]
利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角为
[0048][0049]
其中，v
p_target
表示入轨点速度，i
target
表示目标轨道倾角，r0为地球平均半径，表示发射点纬度，ωe表示地球自转角速度大小。
[0050]
在其中一个实施例中，根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数，包括：
[0051]
根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数为
[0052][0053]
其中，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间，t1为一级关机时间，t
shut
为二级关机时间，k1为垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2为第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率。
[0054]
一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置，所述装置包括：
[0055]
相关参数获取模块，用于获取入轨弹道设计中给定的相关参数；相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；
[0056]
相关参数计算模块，用于根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；
[0057]
二级关机时间计算模块，用于利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；
[0058]
俯仰角变化率计算模块，用于根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均
半径计算关机时飞过的地心角，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；
[0059]
火箭俯仰角参数计算模块，用于根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；
[0060]
入轨弹道设计模块，用于利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。
[0061]
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
[0062]
获取入轨弹道设计中给定的相关参数；相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；
[0063]
根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；
[0064]
利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；
[0065]
根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；
[0066]
根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；
[0067]
利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。
[0068]
上述二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备，本技术的设计方法不依赖人工经验，通过给定参数和终端约束条件，能够计算得到高精度的二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角，根据这些参数进行入轨弹道设计时能够实现迭代过程的快速收敛，并且计算简单快捷，迭代初值计算精度高进而提高了入轨弹道设计的准确率，同时，可有效缩短迭代收敛过程，进而缩短入轨弹道设计的过程。
附图说明
[0069]
图1为一个实施例中一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法的流程示意图；
[0070]
图2为一个实施例中一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置的结构框图；
[0071]
图3为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
[0072]
为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
[0073]
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法，包括以下步骤：
[0074]
步骤102，获取入轨弹道设计中给定的相关参数；相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度。
[0075]
步骤104，根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度。
[0076]
步骤106，利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间。
[0077]
步骤108，根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率。
[0078]
从能量角度考虑，火箭不会采用长时间大攻角飞行，因此火箭体轴方向与速度方向基本保持一致，并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零。根据这一特性，估算出关机时的航程，就可以估算关机时飞过的地心角γ，结合初始俯仰角，可估算俯仰角总的该变量，进而算出平均俯仰角变化率，便于后续俯仰角计算。
[0079]
步骤110，根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数。
[0080]
步骤112，利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。
[0081]
上述二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法，本技术的设计方法不依赖人工经验，通过给定参数和终端约束条件，能够计算得到高精度的二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角，根据这些参数进行入轨弹道设计时能够实现迭代过程的快速收敛，并且计算简单快捷，迭代初值计算精度高进而提高了入轨弹道设计的准确率，同时，可有效缩短迭代收敛过程，进而缩短入轨弹道设计的过程。
[0082]
在其中一个实施例中，根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度，包括：
[0083]
根据助推器推进剂质量、助推器发动机推力大小和助推器发动机比冲计算得到助推器关机时间为
[0084]
其中，p
sp_z
为助推器发动机比冲，pz为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量；
[0085]
根据一级推进剂质量、一级发动机推力大小和一级发动机比冲计算得到一级关机时间为
[0086][0087]
其中，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小；
[0088]
根据助推器推进剂质量、一级推进剂质量、助推器结构质量、一级结构质量、二级结构质量、二级推进剂质量和有效载荷质量相加得到总质量为
[0089]mtotle
＝m
struc_z
+m
fuel_z
+m
struc_1
+m
fuel_2
+m
struc_2
+m
fuel_1
+m
payload
[0090]
其中，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，m
struc_2
为二级结构质量，m
payload
为有效载荷质量；
[0091]
根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到平均重力加速度为
[0092][0093]
其中，r0为地球平均半径，μe表示地球引力常数，h
p_target
为目标轨道近地点高度。
[0094]
在其中一个实施例中，根据目标轨道近地点高度设计势能转化成动能的平均效果为
[0095][0096]
其中，g
ave
表示地球平均重力加速度大小；
[0097]
根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到入轨时的速度为
[0098][0099]
根据发射点纬度计算得到入轨点的牵连速度为
[0100][0101]
其中，ωe表示地球自转角速度大小。
[0102]
在其中一个实施例中，利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间，包括：
[0103]
利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间为
[0104]
[0105][0106]
其中，p2表示二级发动机推力大小，p
sp_2
表示二级发动机比冲，pz表示助推器发动机推力大小，p
sp_z
表示助推器发动机比冲，t1为一级关机时间，tz为助推器关机时间。
[0107]
在具体实施例中，火箭推力大部分用于提升高度和增加速度大小，小部分用于改变速度方向，因此在计算第二级关机时刻迭代初值时，可从关机速度角度入手进行估算。
[0108]
忽略大气阻力造成的速度损失，假定速度增加量完全由火箭推力加速度和重力积分产生，重力一部分用于改变速度方向，一部分产生速度损失，速度损失部分记为vg，记地球自转在发射点的牵连速度为ve，则有
[0109][0110]
进一步通过求解原函数，将定积分表达式转换成原函数的解析表达式
[0111][0112]
整理合并
[0113][0114]
将待求解的t
shut
分离出来
[0115][0116]
进一步整理得到
[0117][0118]
最后的得到t
shut
的解析表达式为
[0119][0120][0121]
在其中一个实施例中，根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，包括：
[0122]
根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程为
[0123][0124]
其中，p2表示二级发动机推力大小，pz表示助推器发动机推力大小，t1为一级关机时间，tz为助推器关机时间，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，pz为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量，t
shut
表示二级关机时间，m
totle
表示总质量。
[0125]
在具体实施例中，根据航程求得γ近似为
[0126][0127][0128]
进一步为了便于设计，假设k1＝10k2，则有
[0129][0130]
在其中一个实施例中，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，包括：
[0131]
根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率为
[0132][0133][0134]
其中，k1表示垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2表示第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，γ表示地心角，t
shut
表示二级关机时间，tz为助推器关机时间，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间。
[0135]
在其中一个实施例中，利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，包括：
[0136]
利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角为
[0137][0138]
其中，v
p_target
表示入轨点速度，i
target
表示目标轨道倾角，r0为地球平均半径，表示发射点纬度，ωe表示地球自转角速度大小。
[0139][0140]
其中，h
p_target
表示目标轨道近地点高度，h
a_target
表示目标轨道远地点高度。
[0141]
在其中一个实施例中，根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数，包括：
[0142]
根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数为
[0143][0144]
其中，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间，t1为一级关机时间，t
shut
为二级关机时间，k1为垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2为第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率。
[0145]
应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行
完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
[0146]
在一个实施例中，如图2所示，提供了一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置，包括：相关参数获取模块202、相关参数计算模块204、二级关机时间计算模块206、俯仰角变化率计算模块208、火箭俯仰角参数计算模块210和入轨弹道设计模块210，其中：
[0147]
相关参数获取模块，用于获取入轨弹道设计中给定的相关参数；相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；
[0148]
相关参数计算模块，用于根据相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；
[0149]
二级关机时间计算模块，用于利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；
[0150]
俯仰角变化率计算模块，用于根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；
[0151]
火箭俯仰角参数计算模块，用于根据二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；
[0152]
入轨弹道设计模块，用于利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。
[0153]
关于一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置的具体限定可以参见上文中对于一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法的限定，在此不再赘述。上述一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
[0154]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图3所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠
标等。
[0155]
本领域技术人员可以理解，图3中示出的结构，仅仅是与本技术方案相关的部分结构的框图，并不构成对本技术方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
[0156]
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本技术所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(rom)、可编程rom(prom)、电可编程rom(eprom)、电可擦除可编程rom(eeprom)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(ram)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，ram以多种形式可得，诸如静态ram(sram)、动态ram(dram)、同步dram(sdram)、双数据率sdram(ddrsdram)、增强型sdram(esdram)、同步链路(synchlink)dram(sldram)、存储器总线(rambus)直接ram(rdram)、直接存储器总线动态ram(drdram)、以及存储器总线动态ram(rdram)等。
[0157]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0158]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法，其特征在于，所述方法包括：获取入轨弹道设计中给定的相关参数；所述相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；根据所述相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；利用所述助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据所述地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；根据所述二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据所述二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度，包括：根据助推器推进剂质量、助推器发动机推力大小和助推器发动机比冲计算得到助推器关机时间为其中，p
sp_z
为助推器发动机比冲，p
z
为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量；根据一级推进剂质量、一级发动机推力大小和一级发动机比冲计算得到一级关机时间为其中，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小；根据助推器推进剂质量、一级推进剂质量、助推器结构质量、一级结构质量、二级结构质量、二级推进剂质量和有效载荷质量相加得到总质量为m
totle
＝m
struc_z
+m
fuel_z
+m
struc_1
+m
fuel_2
+m
struc_2
+m
fuel_1
+m
payload
其中，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，m
struc_2
为二级结构质量，m
payload
为有效载荷质量；根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到平均重力加速度大小为
其中，r0为地球平均半径，μ
e
表示地球引力常数，h
p_target
为目标轨道近地点高度。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：根据目标轨道近地点高度设计势能转化成动能的平均效果为其中，g
ave
表示地球平均重力加速度大小；根据目标轨道近地点高度、地球平均半径和地球引力常数计算得到入轨时的速度为根据发射点纬度计算得到入轨点的牵连速度为其中，ω
e
表示地球自转角速度大小。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，利用所述助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间，包括：利用所述助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间为的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间为其中，p2表示二级发动机推力大小，p
sp_2
表示二级发动机比冲，p
z
表示助推器发动机推力大小，p
sp_z
表示助推器发动机比冲，t1为一级关机时间，t
z
为助推器关机时间。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，包括：根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程为
其中，p2表示二级发动机推力大小，p
z
表示助推器发动机推力大小，t1为一级关机时间，t
z
为助推器关机时间，m
fuel_1
为一级推进剂质量，p
sp_1
为一级发动机比冲，p1为一级发动机推力大小，m
struc_z
为助推器结构质量，m
struc_1
为一级结构质量，m
fuel_2
为二级推进剂质量，p
z
为助推器发动机推力大小，m
fuel_z
为助推器推进剂质量，t
shut
表示二级关机时间，m
totle
表示总质量。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，包括：根据所述地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率为机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率为其中，k1表示垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2表示第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率，γ表示地心角，t
shut
表示二级关机时间，t
z
为助推器关机时间，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间。7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，包括：利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角为其中，v
p_target
表示入轨点速度，i
target
表示目标轨道倾角，r0为地球平均半径，表示发射点纬度，ω
e
表示地球自转角速度大小。8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，根据所述二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数，包括：根据所述二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数为
其中，t
verticle
为火箭起飞后垂直上升时间，t1为一级关机时间，t
shut
为二级关机时间，k1为垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率，k2为第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率。9.一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计装置，其特征在于，所述装置包括：相关参数获取模块，用于获取入轨弹道设计中给定的相关参数；所述相关参数包括助推器推进剂质量、助推器发动机比冲、一级推进剂质量、一级发动机比冲、助推器发动机推力大小、一级发动机推力大小、目标轨道近地点高度和发射点纬度；相关参数计算模块，用于根据所述相关参数计算得到助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度；二级关机时间计算模块，用于利用所述助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；俯仰角变化率计算模块，用于根据火箭体轴方向与速度方向基本保持一致并且关机时刻速度方向与当地水平线夹角为零的特性计算出关机时的航程，利用航程和地球平均半径计算关机时飞过的地心角，根据所述地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率；火箭俯仰角参数计算模块，用于根据所述二级关机时间、一级关机时间、垂直起飞结束至第一级主机关机期间的俯仰角变化率和第二级开机至第二级关机期间俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；入轨弹道设计模块，用于利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据所述二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。10.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至8中任一项所述方法的步骤。

技术总结
本申请涉及一种二级半结构运载火箭直接入轨弹道设计方法、装置及设备。所述方法包括：利用助推器关机时间、一级关机时间、总质量、平均重力加速度、势能转化成动能的平均效果、入轨时的速度和入轨点的牵连速度计算得到二级关机时间；根据地心角、二级关机时间和助推器关机时间计算得到俯仰角变化率；根据二级关机时间、一级关机时间、俯仰角变化率进行计算，得到火箭俯仰角参数；利用二级半结构运载火箭的入轨点速度和目标轨道倾角计算发射方位角，根据二级关机时间、火箭俯仰角参数和发射方位角进行入轨弹道设计。采用本方法能够提高入轨弹道设计准确率。道设计准确率。道设计准确率。


技术研发人员：黄海兵 刘世勇 张文瀚 张叶青 牛智勇 梅昌明 廖明瑞 孙雪 梁武 孙艺华 邓喜文 林宇
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.08.16
技术公布日：2023/10/11