[发明专利]基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法

权利要求书

1.一种基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，它包括：

获取满足制导约束的待增速度，并由所述待增速度获得待增速度模量；

基于待增速度模量计算获得剩余能量预估值；以及

按推力方向与待增速度方向一致的导引方法确定参考姿态角，基于参考姿态角获得制导调制姿态角；

所述获得待增速度模量的方法包括：

按闭路制导需要速度求解方法或利用圆锥曲线求解需要速度方法求解出满足制导约束的需要速度v_R，进而得到待增速度v_ga，由待增速度v_ga得到待增速度模量；

所述剩余能量预估值为：

总视速度模量-当前视速度模量积分量-待增速度模量+火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量；

所述总视速度模量根据火箭飞行段初末质量状态和平均比冲计算获得；当前视速度模量积分量通过对视加速度的积分得到；

所述剩余能量预估值W_e为：

其中Δw_D代表本级能够提供的总视速度模量，代表从本级开始的当前视速度模量的积分量，t₁为本级闭路制导飞行段起始时刻；t为当前飞行时刻；|v_ga|代表当前瞬时点的待增速度模量，Δw_h代表火箭固体后面级所能提供的视速度模量增量，由标准发动机推力和质量变化参数经积分得到：

式中p(τ)为发动机推力曲线，m(τ)为发动机质量曲线，t₂为火箭固体后面级的开始时刻，t₃为火箭固体后面级的结束时刻；

所述待增速度v_ga＝v_R-v，v为当前瞬时速度。

2.根据权利要求1所述的基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，获得制导调制姿态角的方法包括：

根据以下姿态调制模型确定制导调制姿态角：

ψ_c＝ψ_g

其中，为基准参考俯仰角，ψ_g为基准参考偏航角，v_gay为沿发射惯性坐标系y轴方向的待增速度分量，v_gax为沿发射惯性坐标系x轴方向的待增速度分量，v_gaz为沿发射惯性坐标系z轴方向的待增速度分量，v′_gx满足为制导调制姿态俯仰角，ψ_c为制导调制姿态偏航角，f(W_e)为与剩余能量预估值W_e相关的系数函数；ε为预设剩余能量耗散最低阈值。

3.根据权利要求2所述的基于剩余能量实时预估的耗尽关机闭路制导方法，其特征在于，所述系数函数f(W_e)通过跟踪标称轨迹准则或平稳准则进行拟合设计获得。