[发明专利]一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法

权利要求书

1.一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

基于理论椭圆轨道和由理论椭圆轨道旋转得到的椭圆转移轨道，预制反映固体运载火箭的位置矢量和速度矢量的夹角、速度矢量的大小随地心矢径大小变化情况的椭圆参考轨迹数表；

以固体运载火箭发动机的理论剩余工作时间和固体运载火箭的初始姿态为初始值，计算预报关机时刻固体运载火箭的速度矢量V_ic和位置矢量R_ec；

根据R_ec和椭圆参考轨迹数表，计算固体运载火箭在目标点轨道坐标系下的标准速度矢量

在一个计算周期内，根据V_ic和的差值以及V_ic和R_ec，依次对剩余工作时间调整量ΔT、俯仰角调整量偏航程序角调整量Δψ进行迭代计算，直到ΔT、Δψ的绝对值均小于等于预设值，确定该计算周期内的剩余工作时间T、俯仰程序角和偏航程序角并在该计算周期内保持T、和不变；在剩余的每个计算周期内，继续对ΔT、和Δψ进行迭代计算，更新T、和直至T小于等于预设值，保持当前俯仰程序角和偏航程序角不变，直到T为0。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，预制椭圆参考轨迹数表的具体步骤包括：

以理论关机点对应的平均轨道要素确定的理论椭圆轨道为旋转对象，根据需要的多个角度，在理论椭圆轨道所在的平面内旋转理论椭圆轨道，得到多个椭圆转移轨道；

将椭圆转移轨道的平均轨道要素转换成密切轨道要素，并根据某点的密切轨道要素和地球引力模型计算真实飞行轨迹；

在理论椭圆轨道和所有的椭圆转移轨道上截取需要的弧段作为参考轨迹参与仿真计算；

输出反映固体运载火箭的位置矢量和速度矢量的夹角、速度矢量的大小随地心矢径大小变化情况的椭圆参考轨迹数表。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于：以理论关机点及其旋转后对应的点为中心，在理论椭圆轨道和对应的椭圆转移轨道上前后各截取15°弧段作为需要的弧段。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，根据

计算预报关机时刻固体运载火箭的速度矢量V_ic和位置矢量R_ec；其中T为固体运载火箭发动机的剩余工作时间，为俯仰程序角，为偏航程序角，a为视加速度，Vx(T)、Vy(T)、Vz(T)为V_ic的速度分量，X(T)、Y(T)、Z(T)为R_ec的位置分量，V0x、V0y、V0z为当前点处固体运载火箭的速度分量，g_x0、g_y0、g_z0为当前点处重力加速度分量，g_xc、g_yc、g_zc为理论关机点处重力加速度分量，为弹道预报过程中平均重力加速度分量。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，根据R_ec和椭圆参考轨迹数表，计算固体运载火箭在目标点轨道坐标系下的标准速度矢量具体步骤为：

计算预报关机时刻固体运载火箭地心矢径与目标点轨道坐标系Y轴的夹角

计算目标轨道旋转角度η＝f(R_e)-f₀-α，其中f(R_e)为参考轨迹上矢径大小为R_e对应的真近点角，f₀为理论入轨点真近点角；

计算预报关机时刻火箭地心矢径模量

根据R_e和η查询椭圆参考轨迹数表，获取固体运载火箭在预报关机点处轨道坐标系下的标准速度矢量以及V_ic和R_ec的夹角β；

获取预报关机点处轨道坐标系到目标点轨道坐标系的转换矩阵M，

根据固体运载火箭预报关机点处轨道坐标系下的标准速度矢量和M计算