[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

说明书

本发明涉及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，通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制；同时，对于大气层外“助推‑滑行‑助推”的任务模式，在此理论基础上推导出滑行点火时间、需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系，解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题，实现了固体运载火箭在耗尽关机方式下具有耦合抑制能力的多约束制导入轨。

技术领域

本发明属于航天技术领域，涉及固体运载火箭快速发射空间卫星载荷的耗尽关机能量管理技术以及多约束制导技术。

背景技术

固体火箭为了提高质量比及可靠性取消了推力终止机构，导致只能采取燃料耗尽关机而不能进行制导关机。因此，必须设计能量管理方法，其目的是在耗尽关机条件下实现所需要的待增速度矢量。能量管理方法以待增速度矢量为基底制导矢量，通过设计不同的速度增量控制模型来产生附加姿态角并耗散多余能量。一般而言，能量管理方法对位置矢量的变化并没有进行约束，主要是由于考虑位置约束后所需要的附加调姿角明显增大难以进行实际应用。现在技术研究主要集中在非线性模型的规划及算法闭环的迭代格式上，却忽略了速度控制过程中附加位置矢量产生的耦合影响，以及速度控制实施的最佳通道问题，导致对能量管理的耗散程度适应差并且制导精度下降。

发明内容

要解决的技术问题

为了解决目前能量管理方法针对固体运载火箭多约束制导问题存在的不足，即快速发射小卫星等空间载荷任务需求下，固体运载火箭必须在耗尽关机方式下进入具有终端多轨道根数约束的太阳同步轨道，这使得能量管理方法与制导方法的耦合严重。本发明针对能量管理引起的终端状态耦合问题，基于定点制导算法推导出了一种适用于耗尽关机制导的拓展理论算法，通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制；同时，对于大气层外“助推-滑行-助推”的任务模式，在此理论基础上推导出滑行点火时间、需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系，解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题，实现了固体运载火箭在耗尽关机方式下具有耦合抑制能力的多约束制导入轨。

技术方案

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；