火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法

摘要

本发明公开了一种火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法，根据一组可信的弹道测量数据或者两组位置/速度矢量数据，计算其瞬时入轨开普勒参数，然后根据轨道参数外推该时刻以后的弹道数据。根据多组外推数据按照可信度加权，计算出弹道数据结果，该结果可以用于弹道的显示以及实时测量弹道数据的异常点过滤。采用本发明的火箭无动力飞行段基于航天器定轨方法的弹道外推及滤值方法，显著提升了弹道显示的效果和精度。

说明书

技术领域

本发明涉及火箭弹道处理与显示技术，特别是火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法，适用于火箭在无动力段飞行过程中依据已有测量数据(至少一组位置速度矢量或者两组时间位置或时间速度矢量)，计算其瞬时入轨参数，然后进行弹道数据外推以及对后续实时测量数据的异常点过滤，采用高精度的定轨方法生成的弹道外推结果和滤值结果精度较传统方法有很大提升。

背景技术

在火箭飞行过程中，根据其飞行特点，经常会有发动机关机处于无动力飞行的滑行段，以保证火箭关键飞行动作能在测控范围内进行和节省火箭燃料。当火箭处于测控范围外时，无法获取其飞行弹道数据，为了保证数据的显示需求，必须对火箭弹道进行补弹道，传统的方法是根据处于测控范围内的速度作为其处于测控范围外的速度，理论弹道作为其处于测控范围外的弹道，显示效果及精度较差。在测控范围内由于测控设备的不稳定性，会出现一些数据异常点，如何对异常点进行过滤也是弹道处理的一个重要部分。在此背景下，我们提出一种火箭无动力飞行段基于航天器定轨方法的弹道外推及滤值方法，显著提升了弹道显示的效果和精度。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭在无动力飞行段的弹道数据外推及测量数据异常点过滤方法，方法概括：根据一组可信的弹道测量数据或者两组位置/速度矢量数据，计算其瞬时入轨开普勒参数，然后根据轨道参数外推该时刻以后的弹道数据。根据多组外推数据按照可信度加权，计算出弹道数据结果，该结果可以用于弹道的显示以及实时测量弹道数据的异常点过滤。

一种火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法，包括：

(1)从火箭飞行过程中的已有测量数据中选用一组可信的弹道测量数据(包含时间、位置矢量、速度矢量)或者两组位置/速度数据(包含时间、位置/速度矢量)，计算火箭无动力段入轨的轨道根数；

(2)根据步骤(1)计算出的轨道根数外推以后某一时刻t的弹道数据(包含时间、位置矢量、速度矢量)；

(3)另选若干组可信的弹道测量数据或位置/速度数据重复步骤(1)，根据步骤(2)外推与步骤(2)相同时刻t的弹道数据；

(4)根据步骤(3)外推获得的时刻t的多组弹道数据，按照可信度加权方法(弹道数据外推时间差越小，可信度权值越高)计算出时刻t的最终的弹道数据点，作为显示和异常点过滤基础数据；

(5)根据弹道数据外推时间差确定外推数据精度标准差σ，按照3σ对实时测量数据进行异常点过滤，如果在范围内则认为该测量数据有效，将实时测量数据输出弹道，如果在误差范围外，则过滤实时测量该数据，将步骤(4)的计算结果作为测量数据值，输出弹道。

本发明方法的特点：此方法利用火箭发动机关机后的无动力飞行段受力相对简单，进行短时间弹道外推时仅需要考虑地球引力影响从而能够计算出入轨的参数，通过弹道外推和异常点过滤方法，避免了将飞行数据延后处理，从而实现火箭发射实时弹道数据处理。通过多组数据的可信度加权处理，能够降低测量设备所带来的系统误差和偶然误差。

通过本发明的方法处理后，可以显著提升弹道显示的效果和精度。

附图说明

图1为本发明的数据流程图；

图2为未经过过滤的传统补弹道数据的二维曲线图；

图3为未经过过滤的传统补弹道数据的三维曲线图；

图4为经过本发明计算得到的弹道数据的三维曲线图。

具体实施方式

参见图1，本发明方法具体包括：

(1)选用一组可信的弹道测量数据或者两组位置/速度数据计算无动力段入轨的轨道根数Kep：其中可信的弹道测量数据指在弹道曲线中，数据较为平滑，不属于异常点的数据，可以由外部其它数据处理部件提供。

通过一组弹道测量数据(r,v)计算轨道根数r表示位置矢量，v表示速度矢量。

a、计算面积速度矢量h以及它的模h：h＝r×v；

b、计算过渡矢量W＝h/h；

c、计算轨道倾角i；W_x、W_y、W_z分别为过渡矢量W的X、Y、Z方向的分量；

d、计算升交点赤经Ω；$>\Omega =\arctan \left(\frac{W_x}{-W_y}\right)$>

e、计算过程值半通经p，其中GM_e为万有引力常量与地球质量之积；$>p=\frac{h^2}{{\mathrm{GM}}_e};$>

f、计算轨道半长轴a；r，v分别表示r和v的模，如果计算的结果是标量，那么r和v都是标量，也就是r和v的模，除了步骤a，b，其它都是采用标量计算；

g、计算过程值平运动角速度n；

h、计算轨道偏心率e；

i、计算偏近点角E；$>E=\arctan \left(\frac{r·v/\left(a^{2}n\right)}{1-r/a}\right)$>

j、计算平近点角M；M＝E-esinE

k、计算纬度幅角u；x，y，z分别表示位置矢量r在x、y、z方向的分量；

l、计算真近点角v；$>v=\arctan \left(\frac{\sqrt{1-e^2}\sin E}{\cos E-e}\right)$>

m、计算近地点幅角ω＝u-v；

(2)根据计算出的轨道根数外推以后某时刻的弹道数据

通过轨道根数Kep(a,e,i,Ω,ω,M)以及与瞬时初轨时间差△t计算位置速度值(r,v)：

a、计算中间值P、Q；

$>P=\left(\begin{array}{c}\cos \Omega \cos \omega -\sin \Omega \sin \omega \cos i\\ \sin \Omega \cos \omega +\cos \Omega \sin \omega \cos i\\ \sin \omega \sin i\end{array}\right)Q=\left(\begin{array}{c}-\cos \Omega \sin \omega -\sin \Omega \cos \omega \cos i\\ -\sin \Omega \sin \omega +\cos \Omega \cos \omega \cos i\\ \cos \omega \sin i\end{array}\right)$>

b、解开普勒方程E；$>E-e\sin E=M+\sqrt{\frac{{\mathrm{GM}}_e}{a^3}}\Delta t$>

c、计算(t,r,v)值：

$>r=a[(\cos E-e)P+\sqrt{1-e^2}\sin EQ]$>

$>v=\frac{\sqrt{{\mathrm{GM}}_{e}a}}{a(1-e\cos E)}[-\sin EP+\sqrt{1-e^2}\cos EQ]$>

(3)选用其他可信测量数据重复(1)步骤，根据(2)外推同一时刻的弹道数据点(t,r_i,v_i)；

(4)根据(2)和(3)步骤外推的多个同时刻弹道数据结果，按照可信度加权方法(时间差越小，可信度权值越高)计算出最终的弹道数据点，作为显示和异常点过滤基础数据(t,r,v)；r＝∑k_ir_i,v＝∑k_iv_i

(5)根据弹道数据外推时间差确定外推数据精度标准差σ，按照3σ对实时测量数据进行异常点过滤，如果在范围内则认为该测量数据有效，如果在误差范围外，则过滤该数据点，并将(4)步骤计算结果作为测量值。

通过图2-图3可明显得出本发明的效果：由图2、图3可知，在测控设备跟踪即将结束时，获取的弹道数据质量比较差，而且在跟踪结束后无法获取新的弹道数据，采用传统的补弹道方法生成的弹道数据误差比较大，显示效果差；由图4可知，经过本发明处理的弹道数据比较平滑，数据精度高，能够满足火箭无动力飞行段测控盲区弹道显示需求。以上说明火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法是有效的。