[发明专利]固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法

说明书

本发明涉及一种固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法，根据瞬时轨道落点的微分导数关系，推导出自由飞行过程瞬时轨道落点相关导数的解析解，从而建立了当前点与轨道落点之间的映射关系。根据当前固体运载火箭剩余飞行时间确定当前加速度指令矢量，保证固体运载火箭发动机耗尽关机时瞬时轨道落点移动到目标点，运载火箭继续沿开普勒轨道滑行至目标落点，同时该发明具有很高的制导精度。

技术领域

本发明属于航天技术领域，具体涉及一种远程固体火箭在耗尽关机方式下的惯性落点闭环制导技术。

背景技术

国内远程固体火箭的制导技术主要研究思想是以闭路制导结合速度控制的混合制导方法。对于耗尽关机方式，发动机能够产生的剩余视速度增量由剩余燃料决定，通过待增速度矢量以及剩余视速度增量给出火箭需要耗散的多余能量。现有的方法主要集中在以下几点：一、将需要速度矢量为迭代变量设计了一种适用于固体火箭的迭代制导方法，通过闭环迭代计算的形式提高了终端精度；二、考虑发动机性能参数散布特性，设计了需用速度增益曲面的概念并在大气层外对火箭进行导引，提高闭路制导方法的鲁棒性问题。但是，该方法从运动学求解需要速度矢量过程中存在无穷解的问题，即存在零射程线矢量又可以通过能量管理方式进行速度控制，并未形成统一的远程固体火箭闭环制导方法。

发明内容

要解决的技术问题

本发明主要解决目前采用经典闭路制导存在的不足，即在快速发射条件下无法通过离线设计在满足射程约束的椭圆轨道簇中预先装订最佳的椭圆轨道参数，这使得制导方法的自主适应性不足。因此，为了提高算法的自适应能力以及满足快速发射任务需求，根据瞬时轨道落点的微分导数关系，推导出自由飞行过程瞬时轨道落点相关导数的解析解，从而建立了当前点与轨道落点之间的映射关系。根据当前固体运载火箭剩余飞行时间确定当前加速度指令矢量，保证固体运载火箭发动机耗尽关机时瞬时轨道落点移动到目标点，运载火箭继续沿开普勒轨道滑行至目标落点，同时该发明具有很高的制导精度。

技术方案

一种固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：确定瞬时轨道落点射程角β_e：根据当前地心矢径大小r₀、速度大小v₀、动量矩大小h，当地弹道倾角据下式计算得到当前瞬时轨道落点射程角β_e，其中A₁,A₂,A₃为与射程角计算相关的待定系数；

步骤2：确定地心惯性系下的瞬时轨道落点矢径1_p：根据当前位置矢量r₀、速度矢量v₀和当前落点射程角β_e，据下式计算得到当前瞬时轨道落点矢径1_p，其中代表当地弹道倾角，代表当前位置单位矢量，代表当前速度单位矢量；

步骤3：确定瞬时轨道落点的经纬度φ_p和λ_p：根据瞬时轨道落点矢径1_p、和剩余飞行时间t_F，据下式计算得到瞬时轨道落点的经纬度φ_p和λ_p：

其中，1_px,1_py,1_pz为1_p在地心惯性坐标系下各坐标轴的分量，t是当前时间，t_ref是地心坐标系与地心惯性坐标系的对齐时间；