[發明專利]固體運載火箭耗盡關機模式下的慣性落點控制閉環制導方法

有效

• 申請號: 202011093715.8
• 申請日: 2020-10-14
• 公開（公告）號: CN112287525B
• 公開（公告）日: 2022-09-06
• 發明（設計）人: 張遷;許志;張源;劉家寧;楊垣鑫
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;F42B15/01;G06F111/10
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

1.一種固體運載火箭耗盡關機模式下的慣性落點控制閉環制導方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：確定瞬時軌道落點射程角β_e：根據當前地心矢徑大小r₀、速度大小v₀、動量矩大小h，當地彈道傾角θ_l，據下式計算得到當前瞬時軌道落點射程角β_e，其中A₁,A₂,A₃為與射程角計算相關的待定系數；

步驟2：確定地心慣性系下的瞬時軌道落點矢徑1_p：根據當前位置矢量r₀、速度矢量v₀和當前落點射程角β_e，據下式計算得到當前瞬時軌道落點矢徑1_p，其中代表當地彈道傾角，代表當前位置單位矢量，代表當前速度單位矢量；

步驟3：確定瞬時軌道落點的經緯度φ_p和λ_p：根據瞬時軌道落點矢徑1_p、和剩余飛行時間t_F，據下式計算得到瞬時軌道落點的經緯度φ_p和λ_p：

其中，1_px,1_py,1_pz為1_p在地心慣性坐標系下各坐標軸的分量，t是當前時間，t_ref是地心坐標系與地心慣性坐標系的對齊時間；

步驟4：確定地心慣性坐標系下的瞬時軌道落點矢徑的導數與徑向、射向和軌道坐標系法向加速度分量對應的三個矢量d_r,d_θ,d_h：根據步驟2計算得到的瞬時軌道落點矢徑1_p，當前位置矢量r₀、速度矢量v₀以及當前瞬時軌道落點射程角β_e，據下式計算得到三個矢量d_r,d_θ,d_h，其中代表計算過程中涉及的中間導數量，A₁,A₂,A₃為步驟1計算得到的與射程角計算相關的待定系數；

步驟5：確定地心坐標系下的瞬時軌道落點矢徑的導數與徑向、射向和軌道坐標系法向加速度分量對應的三個矢量根據步驟3計算得到的瞬時軌道落點經緯度確定地心坐標系下的瞬時軌道落點矢徑并利用步驟4計算得到的d_r,d_θ,d_h及地心慣性坐標系與地心坐標系之間的轉換矩陣代入下式計算得到三個矢量其中代表計算過程中涉及的中間導數量；

其中代表a_r,a_θ對的偏導數，和代表計算過程中涉及的中間導數量；

步驟6：根據幾何關系確定瞬時軌道移動模式下相關參數：根據最短路徑方向矢量確定瞬時軌道落點導數的方向，并利用下式計算瞬時軌道落點移動模式下的相關參數；

其中分別為在x、y軸的分量；分別為在x、z軸的分量；分別為在z、x軸的分量；求得的M的符號與的符號相同；

步驟7：確定瞬時軌道落點移動模式下的加速度指令和根據幾何關系確定的瞬時軌道落點導數方向及固體運載火箭加速度大小a_m，利用下式計算得到瞬時軌道落點移動模式下的加速度指令：

步驟8：確定瞬時軌道落點保持模式下的相關參數p₁、p₂、p₃和加速度指令根據步驟3計算得到的瞬時軌道落點經緯度φ_p和λ_p保持為零，即可計算相關參數p₁、p₂、p₃，同時引入d_r、d_θ和d_h利用下式即可得到瞬時軌道落點保持模式的加速度矢量指令：

p₃＝cosλ_pd_hy-sinλ_pd_hx

其中d_rx、d_ry分別為d_r在x、y軸的分量；d_θx為d_θ在x軸的分量；d_hy、d_hx分別為d_h在y、x軸的分量；

步驟9：確定耗盡關機情況下落點矢量導數指令根據當前運載火箭射程角β_e和發動機剩余工作時間t_go確定耗盡關機情況下落點矢量導數指令，同時考慮運載火箭推力加速度限制對落點矢量導數指令進行限幅，利用下式即可得到耗盡關機情況下落點矢量導數指令：

其中表示地心坐標系中的目標落點矢量；

步驟10：確定耗盡關機情況下落點控制加速度指令和根據落點矢量導數指令和當前運載火箭落點矢量導數利用下式即可得到耗盡關機情況下落點控制的加速度指令：

a^s＝a^**cosβ+a^H*sinβ

步驟11：計算發射坐標系火箭的姿態角指令：計算得到加速度矢量的分量后，即可由下式計算得到火箭的俯仰角指令和偏航角指令ψ_c，其中a_x,a_y,a_z分別代表加速度矢量在發射坐標系x,y,z坐標軸的投影，ω_ex,ω_ey,ω_ez分別為地球自轉矢量ω_e在發射坐標系的投影，下標c代表指令：