[发明专利]固体运载火箭强耦合条件下终端多约束能量管理方法

权利要求书

1.一种固体运载火箭强耦合条件下终端多约束能量管理方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：根据点火时刻地心矢径r_ig、速度矢量v_ig及目标轨道半长轴a，偏心率e，轨道倾角i确定虚拟脉冲点位置矢量r_imp：根据r_ig和v_ig，发动机工作时间T_s、发动机比冲I_sp、发动机推力T、发动机秒流量火箭初始总质量m₀、火箭当前质量m(t)、燃料质量m_s，可由下式计算出虚拟脉冲点r_imp，其中r_sub.f和v_sub.f分别为外延滑行轨道的额定关机时刻的地心距和绝对速度，W_M和R_M分别为发动机产生的视速度增量和视位置增量；g(r)＝-μ/r³·r为地球引力矢量，是因引力产生的速度矢量，g₀为海平面重力加速度；

r_imp＝r_sub.f-(R_M/W_M)·v_sub.f

步骤2：确定需要速度矢量v_Γ,Γ：根据滑行轨道的速度矢量v_sub.g和目标轨道的速度矢量v_orb.g，可由下式计算出需要速度矢量v_Γ及其方向Γ；

步骤3：确定耦合抑制方向ε：根据需要速度矢量方向Γ在入轨坐标系P_imp-X_gY_gZ_g中的分量Γ_x,Γ_y,Γ_z及中间变量λ和l，可由下式计算耦合抑制方向ε：

ε＝[ε_x ε_y ε_z]

ε_x＝-Γ_z/l

ε_y＝-Γ_ztanλ/l

ε_z＝(Γ_x+Γ_ytanλ)/l

θ_orb＝arctan(v_orb.y/v_orb.x)

tanλ＝(v_orb.imp sinθ_orb+Δv_g)/(v_orb.imp cosθ_orb)

其中，v_orb.x、v_orb.y分别为目标轨道上轨道切向速度和法向速度大小，v_orb.imp为虚拟脉冲点处的速度大小；

步骤4：确定速度控制模型附加姿态角u_em(t)：根据火箭推力T，火箭当前质量m(t)，位置分量r_Γ、r_ε的关系可以确定出速度控制模型附加姿态角u_em(t)：

其中，W_M为发动机产生的总视速度增量大小；

步骤5：确定耦合项参数m和n：根据选定的速度控制模型u_em(t)＝U_VIC(t)，可计算出耦合项m和n，其中，v_Γf为采用速度控制模型后的发动机产生的速度增量，r_Γ(t_f)＝r_Γf；r_ε(t_f)＝r_εf为采用速度控制模型后的发动机产生的位置增量，r_imp为虚拟脉冲点处地心矢径大小，g(r_imp)为虚拟脉冲点处的地球引力大小；

m＝r_εfε_z；n＝-r_εfε_z·Δv_g/r_imp

Δv_g＝g(r_imp)·(r_Γf/v_Γf)

步骤6：确定耦合影响下虚拟脉冲点位置矢量r′_imp和速度矢量v′_imp：根据步骤1计算的虚拟脉冲点位置矢量r_imp，滑行轨道上虚拟脉冲点处的速度矢量v_sub.imp，采用速度控制模型后的发动机产生的速度增量v_Γf，耦合项m和n及入轨坐标系P_imp-X_gY_gZ_g的z方向分量可计算出r′_imp和v′_imp：

步骤7：确定需要速度矢量之差Δv_Γ：根据耦合影响下虚拟脉冲点位置矢量r′_imp和速度矢量v′_imp，得到则可计算出需要速度矢量之差Δv_Γ：

Δv_Γ＝v′_Γ-v_Γ

其中，v_Γ＝v_orb.g-v_sub.g；

步骤8：确定制导指令：若|Δv_Γ|≤esp，则输出制导指令x_b，并结束迭代；否则，令v_Γ＝v′_Γ，r_imp＝r′_imp，转至步骤2循环迭代：

x_b＝sinu_em(t)·ε+cosu_em(t)·Γ

其中，u_em为附加调姿角，esp为所给定的需要速度矢量之差的精度；

制导算法的点火时间、速度管控模型及交变姿态方向的迭代计算过程均处于运载火箭的无动力滑行阶段，发动机点火后的助推段将按照预先规划好的速度管控模型生成制导指令。

2.根据权利要求1所述的一种固体运载火箭强耦合条件下终端多约束能量管理方法，其特征在于步骤8中的esp取0.1。