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摘要：本发明涉及一种三级固体运载火箭弹道设计方法，首先设计运载火箭飞行程序角，选取全程弹道诸元求解参数，通过迭代求解弹道发射诸元使得目标轨道参数偏差满足设定的阈值，设计阈值贵方合理，确保了迭代次数不至过高，最终完成全程弹道计算；对于参数选取，选取的四个发射诸元与目标轨道参数一一对应，具有原理简单，计算快速，可操作性强的优点。
主权项：1.一种三级固体运载火箭弹道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：S1：设置火箭弹道为：一级起飞垂直上升时间后以负攻角转弯，一级飞行后段以重力转弯，二级以上飞行段程序角为定攻角，二级分离滑行结束后末级发动机点火至入轨；S2：设置程序为：一级起飞后按如下程序转弯： 式中， t1为火箭垂直上升时间；t2为攻角转弯结束时刻；fig为程序转弯角；S3：设置程序为：所述二级及以上飞行段程序角为定攻角，且飞行程序为： 式中，θt为火箭弹道倾角；αcz为定攻角；S4：以发射方位角、所述程序转弯角、末级点火时间和末级工作时长为发射诸元，以装订的标准轨道高度、标准轨道速度、当地标准弹道倾角和标准轨道倾角为标准目标轨道诸元；S5：利用火箭初始状态、初始的所述发射诸元，通过射向积分弹道方程得到与之相应的目标轨道诸元；S6：计算步骤S5所获目标轨道诸元相对于所述标准目标轨道诸元的偏差量，基于此偏差量判断终端时刻轨道偏心率偏差是否小于0.001，轨道高度偏差是否小于1km，轨道倾角偏差是否小于0.0001°，若都满足，则停止计算，输出弹道；否则执行下一步：S7：分别执行在所述程序转弯角上施加小量±Δfig、在所述末级点火时间上施加小量±Δt23和在所述末级工作时长上施加小量±ΔTMZT，通过所述射向积分弹道方程得到与之相应的轨道高度R+、轨道速度V+、轨道倾角Θ+、轨道高度R-、轨道速度V-和轨道倾角Θ-，计算轨道高度、轨道速度和当地弹道倾角相对于所述程序转弯角、所述末级工作时长和所述末级点火时间的偏导数；S8：以牛顿迭代过程迭代当前发射诸元，获得迭代后的发射诸元，然后将迭代后的发射诸元作为初始的所述发射诸元回转执行所述步骤S5。
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权利要求：
百度查询： 西北工业大学宁波研究院 一种三级固体运载火箭弹道设计方法
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