[发明专利]基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置

说明书

本发明提供了一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置，首先建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型，然后基于助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解，进一步基于助推段弹道分步求解模型及运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段的弹道解析解；最后根据弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取运载火箭在助推段的最优制导指令。本发明通过求取运载火箭在助推段的弹道解析解，并基于此解析解建立了最优制导指令的解析求解模型，避免了进行数值积分预测，提高了制导效率，且实用性较高。

技术领域

本发明涉及航天技术、武器技术领域，尤其是涉及一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置。

背景技术

目前运载火箭助推段弹道通常可分为大气层内的程序飞行段和大气层外的制导飞行段，其中程序飞行段采用依据时间或者速度设定的开环控制指令，通常不进行反馈调整；制导飞行段则采用摄动制导或者迭代制导进行闭环修正。当前大气层内的闭环制导方法通常采用最优控制理论进行建模，并采用数值优化算法进行求解，如修正打靶法、配点法、最小值算法等。但上述方法在实现过程中计算量较大、导致效率较低，且实用性较低。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置，以提高制导效率及实用性。

第一方面，本发明实施例提供了一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法，包括：建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型；基于助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解；基于助推段弹道分步求解模型及运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段的弹道解析解；根据弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取运载火箭在助推段的最优制导指令。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型的步骤，包括：基于预先确定的运载火箭的助推段动力学模型，建立运载火箭的攻角为零的情况下，助推段弹道的动力学模型；基于运载火箭的助推段动力学模型，建立运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段弹道的增量动力学模型；将助推段弹道的动力学模型及增量动力学模型确定为助推段弹道分步求解模型。

结合第一方面的第一种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，基于助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解的步骤，包括：基于运载火箭的攻角为零的情况下，助推段弹道的动力学模型，利用正则摄动理论建立第一正则摄动模型；基于第一正则摄动模型，生成零攻角弹道的零阶项微分方程及零攻角弹道的一阶项微分方程；基于零攻角弹道的零阶项微分方程，得到零攻角弹道的零阶项解析解；基于零攻角弹道的一阶项微分方程，得到零攻角弹道的一阶项解析解；基于零攻角弹道的零阶项解析解及零攻角弹道的一阶项解析解，生成运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的近似弹道解析解；将近似弹道解析解确定为运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解。

结合第一方面的第二种可能的实施方式，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，基于助推段弹道分步求解模型及运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段的弹道解析解的步骤，包括：基于运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段弹道的增量动力学模型，利用正则摄动理论建立第二正则摄动模型；基于第二正则摄动模型，生成弹道增量的零阶项微分方程及弹道增量的一阶项微分方程；基于弹道增量的零阶项微分方程，得到弹道增量的零阶解析解；基于弹道增量的一阶项微分方程，得到弹道增量的一阶解析解；基于弹道增量的零阶项解析解及弹道增量的一阶项解析解，生成弹道增量的近似解析解；将弹道增量的近似解析解与运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解之和确定为运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段的弹道解析解。