[发明专利]一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法

权利要求书

1.一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，其特征在于，包括：

S1：获取运载火箭的当前位置、当前速度和当前视加速度；

S2：根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；

S3：根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正，

其中，所述S2包括：

S21：根据所述当前视加速度预估首次迭代时火箭入轨所需的剩余飞行时间和剩余飞行距离；

S22：根据所述首次迭代时的剩余飞行时间和剩余飞行距离计算首次迭代中的修正待增速度、俯仰角和偏航角；

S23：根据所述首次迭代中的修正待增速度，重复步骤S21和步骤S22，迭代多次，获得入轨待增速度；

S24：根据所述入轨待增速度获得火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；

具体地，所述S21包括：

S211：设置首次迭代时的初始待增速度为

S212：根据所述初始待增速度和所述视加速度计算首次迭代中火箭入轨所需的剩余飞行时间Δt_mx1和剩余飞行距离ΔS_mx1，计算公式为：

ΔS_mx1＝u_e·Δt_mx1-(τ-Δt_mx1)·ΔW_mx1，

其中，||表示取模值运算，u_e为所述运载火箭的发动机比冲，τ为中间计算变量，ΔW_mx1为中间计算变量；

所述S22包括：

S221：计算首次迭代中所述火箭入轨时刻的位置矢量和速度矢量计算公式为：

其中，为所述运载火箭的当前速度，为重力加速度，为所述运载火箭的当前位置，为推力方向的单位矢量；

S222：根据所述火箭入轨时刻的位置矢量和火箭入轨时刻的速度矢量计算首次迭代中火箭入轨时的轨道偏心率e₁，轨道倾角i₁和当地弹道倾角Θ₁；

S223：计算所述轨道偏心率e₁，所述轨道倾角i₁和所述当地弹道倾角Θ₁对速度的偏导数

S224：根据所述偏导数计算所述修正待增速度计算公式为：

其中，分别为标准入轨偏心率、标准入轨弹道倾角和标准入轨轨道倾角；

S225：根据所述修正待增速度计算首次迭代中的俯仰角和偏航角ψ_cx1；

所述S23包括：

S231：将所述修正后待增速度带入所述步骤S212的公式中，获得第二次迭代中的剩余飞行时间Δt_mx2和剩余飞行距离ΔS_mx2；

S232：重复步骤S22，并迭代多次，获得火箭入轨所需的入轨待增速度

所述S24包括：

根据所述入轨待增速度计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角ψ_cx，

其中，ΔV_x为所述入轨待增速度在发射坐标系中x轴的投影值，ΔV_y为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中y轴的投影值，ΔV_z为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中z轴的投影值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S232包括：

重复步骤S22，并进行多次迭代计算，当火箭入轨所需的飞行时间小于3s时，停止迭代计算，并以最后一次迭代计算获得的待增速度作为所述入轨待增速度

3.根据权利要求1或2中任一项所述的方法，其特征在于，所述S3包括：

S31：将迭代计算获得的所述俯仰角和所述偏航角输送至姿态控制系统；

S32：停止迭代计算后3s关闭所述运载火箭的发动机；

S33：根据所述俯仰角和所述偏航角控制所述运载火箭的入轨飞行。