[發明專利]基于剩余能量實時預估的耗盡關機閉路制導方法

有效

• 申請號: 201810022349.3
• 申請日: 2018-01-10
• 公開（公告）號: CN108332612B
• 公開（公告）日: 2019-02-26
• 發明（設計）人: 韋常柱;浦甲倫;關英姿;李源;刁尹
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 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權代理有限公司 23211
• 代理人: 劉景祥

基于剩余能量實時預估的耗盡關機閉路制導方法，屬于制導與控制領域。本發明是為了在耗盡關機閉路制導方法中能夠對發動機剩余能量進行準確預估，以滿足制導目標。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角，基于參考姿態角獲得制導調制姿態角。本發明用于耗盡關機閉路制導。

技術領域

本發明涉及基于剩余能量實時預估的耗盡關機閉路制導方法，屬于制導與控制領域。

背景技術

目前已經被成熟應用的運載火箭或彈道式導彈的制導方法有攝動制導、閉路制導和迭代制導。其中，攝動制導的基本思想是首先確定一條自發射點至目標點的標準彈道，依賴于此標準彈道進行導引和關機控制，目的是使實際飛行彈道盡量接近于標準彈道。攝動制導方法在推導制導方程時忽略了泰勒級數展開二階以上的高次項會產生較大的方法誤差，并且其諸元計算比較復雜。

迭代制導的實現實際上是一個性能指標為飛行時間，初值是當前位置速度狀態，終值是目標點位置速度狀態的最優控制問題。迭代制導的計算是在簡化制導系下動力學方程的基礎上，應用最優控制理論，得到最優控制程序角指令。在解析形式的近似最優程序角的基礎上，通過計算剩余時間、對推力與引力二次積分得到程序指令所需相關參數和預測關機點狀態參數。并且由于需要隨時關機，只能應用于可關機的液體火箭或具有結構復雜的推力終止裝置的固體火箭。

閉路制導的基本思路是采用“需要速度”的概念，根據導彈當前狀態(位置、速度)和目標約束實時確定需要速度，并給出導引指令(姿態角、關機指令)，其具有機動發射、制導精度高、射擊諸元計算簡單等優點。對于固體火箭，其發動機推力終止的方法是在發動機的頂部安裝反向噴管，關機時使反向噴管開啟，產生反向推力。取消推力終止裝置的固體火箭可增加裝藥量從而提高發動機的質量比，增加導彈的有效射程，且其具有易于生產、儲存、運輸和維護等優點，于是出現各級主發動機都不采用推力終止機構，而是采用耗盡關機的方案。這給制導帶來了新難題——耗盡關機閉路制導問題，即在發動機總能量固定的條件下，如何導引才能使能量隨機耗盡時導彈的彈道參數正好滿足制導目標要求。

發明內容

本發明目的是為了在耗盡關機閉路制導方法中能夠對發動機剩余能量進行準確預估，以滿足制導目標，提供了一種基于剩余能量實時預估的耗盡關機閉路制導方法。

本發明所述基于剩余能量實時預估的耗盡關機閉路制導方法，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角，基于參考姿態角獲得制導調制姿態角。

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火箭飛行段初末質量狀態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，由標準發動機推力和質量變化參數經積分得到：