[发明专利]火箭入轨控制方法、装置、火箭及计算机可读存储介质

说明书

一种火箭入轨控制方法及装置，其中方法包括：获取火箭进入轨道时的弹道倾角；将弹道倾角的绝对值与第一预设数值进行比较；如弹道倾角的绝对值大于第一预设数值，则通过修正发动机调整火箭的姿态，使火箭按照所述轨道运动。还提供了一种火箭。通过将火箭进入圆轨道时时的弹道倾角与第一预设数值比较，获取火箭入轨时的姿态，通过修正发动机实时调整火箭姿态，使火箭按照轨道运动，克服了火箭的加速度计出现故障时无法使用迭代制导算法对火箭进行飞行制导的问题，提高了火箭的安全系数。

技术领域

本发明涉及火箭控制技术领域，具体涉及一种火箭入轨控制方法、装置及火箭。

背景技术

火箭使用迭代制导技术进行飞行制导，在飞行过程中根据自身当前的位置、速度及预估的入轨点，不断调整火箭的飞行轨迹，计算需要的入轨点，然后根据当前位置和入轨点之间的空间相对关系，规划处一条新的轨迹，保证入轨精度和入轨姿态，具有精度高、任务适应性强、制导装置简单等优点。

但是，迭代制导技术依赖于火箭的加速度计提供的加速度参数，在加速度计出现故障，提供错误的火箭加速度参数或无法提供加速度参数时，使得火箭在迭代制导方式制导时出现错误的轨迹，无法保证正确的入轨精度和入轨姿态，导致火箭不能进入预设轨道。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服火箭发射后其加速度计出现故障时无法提供加速度信息导致迭代制导算法出现偏差的缺陷，从而提供一种火箭入轨控制方法，所述火箭的轨道为圆轨道，包括如下步骤：

获取火箭进入轨道时的弹道倾角；

将所述弹道倾角的绝对值与第一预设数值进行比较；

所述火箭入轨控制方法还包括：

如所述弹道倾角的绝对值大于所述第一预设数值，则通过修正发动机调整所述火箭的姿态，使所述火箭按照所述轨道运动。

可选的，所述获取火箭进入轨道时的弹道倾角，包括：

按照第一预设周期获取所述火箭进入轨道时的弹道倾角。

可选的，所述火箭入轨控制方法还包括：

获取当前所述第一预设周期内的所述弹道倾角的数值；

获取前一所述第一预设周期内的所述弹道倾角的数值；

如当前所述第一预设周期内的所述弹道倾角的数值与前一所述第一预设周期内的所述弹道倾角的数值正负相反，则关闭所述修正发动机。

可选的，所述通过修正发动机调整所述火箭的姿态，包括：

如所述火箭的速度矢量方向朝向水平面上方，则调整所述修正发动机的推力方向垂直于所述火箭的速度矢量方向，同时所述修正发动机的推力方向位于铅垂面内且朝向所述水平面下方；

如所述火箭的速度矢量方向朝向所述水平面下方，则调整所述修正发动机的推力方向垂直于所述火箭的速度矢量方向，同时所述修正发动机的推力方向位于所述铅垂面内且朝向所述水平面的上方。

可选的，所述火箭入轨控制方法还包括：

获取所述火箭的飞行速度；

如所述飞行速度大于第二预设数值，则调整所述修正发动机的推力方向朝向所述火箭运动反方向；

如所述飞行速度小于所述第二预设数值，则调整所述修正发动机的推力方向朝向所述火箭运动方向。

可选的，所述火箭入轨控制方法还包括：

如所述飞行速度与所述第二预设数值差值的绝对值小于第三预设数值，关闭所述修正发动机。

可选的，所述获取所述火箭的飞行速度，包括：