[发明专利]固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置

权利要求书

1.一种固体运载火箭制导方法，其特征在于，包括：

根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；

通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；

根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；

根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令；

在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，对所述控制量参数进行更新。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数之后还包括：

计算所述固体运载火箭的发射点参数，其中，所述发射点参数包括：发射点地理位置、发射点地球半径、发射惯性系分量。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息包括：

通过积分计算得到所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度；

根据所述第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，通过积分计算获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数之后，还包括：

通过应用牛顿迭代法更新所述控制量参数。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角之后，还包括：

根据所述俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角，对所述固体运载火箭的发动机在所述关机时刻的轨道高程、所述轨道速度、所述速度倾角和所述轨道倾角进行控制。

6.一种固体运载火箭制导装置，其特征在于，包括：

第一确定模块，用于根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；

获取模块，用于通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；

第二确定模块，用于根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；

生成模块，用于根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令；

更新模块，用于

在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，对所述控制量参数进行更新。