[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

本發明涉及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，根據瞬時軌道落點的微分導數關系，推導出自由飛行過程瞬時軌道落點相關導數的解析解，從而建立了當前點與軌道落點之間的映射關系。根據當前固體運載火箭剩余飛行時間確定當前加速度指令矢量，保證固體運載火箭發動機耗盡關機時瞬時軌道落點移動到目標點，運載火箭繼續沿開普勒軌道滑行至目標落點，同時該發明具有很高的制導精度。

技術領域

本發明屬于航天技術領域，具體涉及一種遠程固體火箭在耗盡關機方式下的慣性落點閉環制導技術。

背景技術

國內遠程固體火箭的制導技術主要研究思想是以閉路制導結合速度控制的混合制導方法。對于耗盡關機方式，發動機能夠產生的剩余視速度增量由剩余燃料決定，通過待增速度矢量以及剩余視速度增量給出火箭需要耗散的多余能量?，F有的方法主要集中在以下幾點：一、將需要速度矢量為迭代變量設計了一種適用于固體火箭的迭代制導方法，通過閉環迭代計算的形式提高了終端精度；二、考慮發動機性能參數散布特性，設計了需用速度增益曲面的概念并在大氣層外對火箭進行導引，提高閉路制導方法的魯棒性問題。但是，該方法從運動學求解需要速度矢量過程中存在無窮解的問題，即存在零射程線矢量又可以通過能量管理方式進行速度控制，并未形成統一的遠程固體火箭閉環制導方法。

發明內容

要解決的技術問題

本發明主要解決目前采用經典閉路制導存在的不足，即在快速發射條件下無法通過離線設計在滿足射程約束的橢圓軌道簇中預先裝訂最佳的橢圓軌道參數，這使得制導方法的自主適應性不足。因此，為了提高算法的自適應能力以及滿足快速發射任務需求，根據瞬時軌道落點的微分導數關系，推導出自由飛行過程瞬時軌道落點相關導數的解析解，從而建立了當前點與軌道落點之間的映射關系。根據當前固體運載火箭剩余飛行時間確定當前加速度指令矢量，保證固體運載火箭發動機耗盡關機時瞬時軌道落點移動到目標點，運載火箭繼續沿開普勒軌道滑行至目標落點，同時該發明具有很高的制導精度。

技術方案

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；