[发明专利]基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法

说明书

基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，属于制导与控制领域。本发明是为了在耗尽关机闭路制导方法中能够对发动机剩余能量进行准确预估，以满足制导目标。它包括：获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。本发明用于耗尽关机闭路制导。

技术领域

本发明涉及基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，属于制导与控制领域。

背景技术

目前已经被成熟应用的运载火箭或弹道式导弹的制导方法有摄动制导、闭路制导和迭代制导。其中，摄动制导的基本思想是首先确定一条自发射点至目标点的标准弹道，依赖于此标准弹道进行导引和关机控制，目的是使实际飞行弹道尽量接近于标准弹道。摄动制导方法在推导制导方程时忽略了泰勒级数展开二阶以上的高次项会产生较大的方法误差，并且其诸元计算比较复杂。

迭代制导的实现实际上是一个性能指标为飞行时间，初值是当前位置速度状态，终值是目标点位置速度状态的最优控制问题。迭代制导的计算是在简化制导系下动力学方程的基础上，应用最优控制理论，得到最优控制程序角指令。在解析形式的近似最优程序角的基础上，通过计算剩余时间、对推力与引力二次积分得到程序指令所需相关参数和预测关机点状态参数。并且由于需要随时关机，只能应用于可关机的液体火箭或具有结构复杂的推力终止装置的固体火箭。

闭路制导的基本思路是采用“需要速度”的概念，根据导弹当前状态(位置、速度)和目标约束实时确定需要速度，并给出导引指令(姿态角、关机指令)，其具有机动发射、制导精度高、射击诸元计算简单等优点。对于固体火箭，其发动机推力终止的方法是在发动机的顶部安装反向喷管，关机时使反向喷管开启，产生反向推力。取消推力终止装置的固体火箭可增加装药量从而提高发动机的质量比，增加导弹的有效射程，且其具有易于生产、储存、运输和维护等优点，于是出现各级主发动机都不采用推力终止机构，而是采用耗尽关机的方案。这给制导带来了新难题——耗尽关机闭路制导问题，即在发动机总能量固定的条件下，如何导引才能使能量随机耗尽时导弹的弹道参数正好满足制导目标要求。

发明内容

本发明目的是为了在耗尽关机闭路制导方法中能够对发动机剩余能量进行准确预估，以满足制导目标，提供了一种基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法。

本发明所述基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，它包括：获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角。

获得待增速度模量的方法包括：按闭路制导需要速度求解方法或利用圆锥曲线求解需要速度方法求解出满足制导约束的需要速度v_R，进而得到待增速度v_ga，由待增速度v_ga得到待增速度模量。

所述剩余能量预估值为：总视速度模量-当前视速度模量积分量-待增速度模量+火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量；所述总视速度模量根据火箭飞行段初末质量状态和平均比冲计算获得；当前视速度模量积分量通过对视加速度的积分得到。

所述剩余能量预估值W_e为：

其中Δw_D代表本级能够提供的总视速度模量，代表从本级开始的当前视速度模量的积分量，t₁为本级闭路制导飞行段起始时刻；t为当前飞行时刻；|v_ga|代表当前瞬时点的待增速度模量，Δw_h代表火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量，由标准发动机推力和质量变化参数经积分得到：