[發(fā)明專利]基于剩余能量實時預估的耗盡關(guān)機閉路制導方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810022349.3
• 申請日: 2018-01-10
• 公開（公告）號: CN108332612B
• 公開（公告）日: 2019-02-26
• 發(fā)明（設計）人: 韋常柱;浦甲倫;關(guān)英姿;李源;刁尹
• 申請（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學
• 主分類號: F41G3/22
• 分類號: F41G3/22;G01C21/20
• 代理公司: 哈爾濱市陽光惠遠知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 23211
• 代理人: 劉景祥

1.一種基于剩余能量實時預估的耗盡關(guān)機閉路制導方法，其特征在于，它包括：

獲取滿足制導約束的待增速度，并由所述待增速度獲得待增速度模量；

基于待增速度模量計算獲得剩余能量預估值；以及

按推力方向與待增速度方向一致的導引方法確定參考姿態(tài)角，基于參考姿態(tài)角獲得制導調(diào)制姿態(tài)角；

所述獲得待增速度模量的方法包括：

按閉路制導需要速度求解方法或利用圓錐曲線求解需要速度方法求解出滿足制導約束的需要速度v_R，進而得到待增速度v_ga，由待增速度v_ga得到待增速度模量；

所述剩余能量預估值為：

總視速度模量-當前視速度模量積分量-待增速度模量+火箭固體后面級所能提供的視速度模量增量；

所述總視速度模量根據(jù)火箭飛行段初末質(zhì)量狀態(tài)和平均比沖計算獲得；當前視速度模量積分量通過對視加速度的積分得到；

所述剩余能量預估值W_e為：

其中Δw_D代表本級能夠提供的總視速度模量，代表從本級開始的當前視速度模量的積分量，t₁為本級閉路制導飛行段起始時刻；t為當前飛行時刻；|v_ga|代表當前瞬時點的待增速度模量，Δw_h代表火箭固體后面級所能提供的視速度模量增量，由標準發(fā)動機推力和質(zhì)量變化參數(shù)經(jīng)積分得到：

式中p(τ)為發(fā)動機推力曲線，m(τ)為發(fā)動機質(zhì)量曲線，t₂為火箭固體后面級的開始時刻，t₃為火箭固體后面級的結(jié)束時刻；

所述待增速度v_ga＝v_R-v，v為當前瞬時速度。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于剩余能量實時預估的耗盡關(guān)機閉路制導方法，其特征在于，獲得制導調(diào)制姿態(tài)角的方法包括：

根據(jù)以下姿態(tài)調(diào)制模型確定制導調(diào)制姿態(tài)角：

ψ_c＝ψ_g

其中，為基準參考俯仰角，ψ_g為基準參考偏航角，v_gay為沿發(fā)射慣性坐標系y軸方向的待增速度分量，v_gax為沿發(fā)射慣性坐標系x軸方向的待增速度分量，v_gaz為沿發(fā)射慣性坐標系z軸方向的待增速度分量，v′_gx滿足為制導調(diào)制姿態(tài)俯仰角，ψ_c為制導調(diào)制姿態(tài)偏航角，f(W_e)為與剩余能量預估值W_e相關(guān)的系數(shù)函數(shù)；ε為預設剩余能量耗散最低閾值。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于剩余能量實時預估的耗盡關(guān)機閉路制導方法，其特征在于，所述系數(shù)函數(shù)f(W_e)通過跟蹤標稱軌跡準則或平穩(wěn)準則進行擬合設計獲得。