[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

说明书

本发明公开了一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，涉及制导控制技术领域，该方法包括以下步骤：预制椭圆参考轨迹数表。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，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；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、和直至剩余工作时间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。本发明实时性强、制导精度高、算法简单。

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，具体涉及一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法。

背景技术

迭代制导是一种应用于固体运载火箭的制导方法，作为制导率，运行于箭载计算机，在固体运载火箭飞行过程中根据实时飞行状态将固体运载火箭导引向目标轨道的一种实时算法，其导引功能主要通过程序角和其他辅助信息实现。

传统迭代制导方案针对固体运载主发动机推力大小不可调的情况，通常考虑五个终端约束，包括两个方向的位置约束和三个方向的速度约束，主要控制手段是改变推力矢量的方向和控制发动机的关机时间。迭代制导就是充分利用这两个控制手段，用最优控制理论求得最佳导引角(即俯仰角、偏航角)及适当的关机时间，从而确保精确满足所要求的终端性能指标。具体方法是首先求解满足速度约束的控制角，然后假设位置约束引起的角度变化为小量，位置修正主要依靠对速度最优程序角的小幅调整实现，推导中大量使用三角函数近似，而全部近似处理的前提是上述调整量为小量。但是，在飞行时间变短的情况下，同等位置偏差对修正所需的调整角已相当大(20°～40°)，近似处理形成的方法误差急剧增大，导致算法不易收敛。

对于多级固体运载火箭，例如，三级固体发动机加上一级姿控发动机构型的四级固体运载火箭，前三级采用耗尽关机的固体发动机，末级采用液体或固体发动机，负责修正前三级飞行偏差和提供必要的入轨速度增量。对于近地轨道发射任务，易于工程实现的入轨方案为椭圆转移轨道方案(Transfer Orbit)，通过液体或固体发动机两次工作实现入轨，其飞行示意见图1。第一次工作结束后，火箭进入远地点高度为目标高度的椭圆转移轨道；到达远地点后，发动机第二次工作，进入目标圆轨道；两次工作之间为长滑行段。火箭末级两次开机工作的间隔时间非常长，第一次关机结束后的制导残差会被长滑行段放大，要实现火箭高精度入轨，第一次工作段的制导方案尤为重要。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种实时性强、制导精度高、算法简单，且可以免掉对位置的修正，只调整速度方向即可的固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，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