[发明专利]一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法

说明书

本发明涉及一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，包括：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；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；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。该迭代制导方法兼有传统迭代制导高精度控制特点和传统摄动制导计算量小的特点，能够基于预测关机入轨点的轨道参数偏导数确定需要的速度增量，实现对火箭的主要轨道参数的闭环控制。

技术领域

本发明属于运载火箭技术领域，具体涉及一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法。

背景技术

目前大多数运载火箭使用迭代制导方法或摄动制导方法进行制导控制。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。

然而，传统的迭代制导方法计算过程中涉及较多的坐标变换和矩阵运算，迭代计算量比较大；传统的摄动制导采用装订跟踪标准弹道并施加横法向导引的方式对火箭进行制导控制，虽然计算量简单，但需要装订标准弹道，因此并不灵活。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

本发明提供了一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，包括：

S1：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；

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。

在本发明的一个实施例中，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。

在本发明的一个实施例中，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。