CN109484674B - 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。

Description

一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，具体是涉及一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法。

背景技术

随着航天事业的发展，航天发射任务越来越趋向于多样化和复杂化，对运载器的机动性、灵活性、适应性以及最终的入轨精度都提出了更高的要求，因此需要研制一种制导精度更高适应能力更强的自适应制导方法。而传统的迭代制导方法继承于早期的多项式制导思想，利用最优控制理论发展起来的一种自适应制导方式，通过控制发动机的关机时间和推力方向，实现对运载器三个速度分量和三个位置分量中的五个分量的终端约束，通过对终端位置速度的约束，进而调整运载器飞行的程序角和剩余飞行时间。运载器运用此种迭代制导方式的阶段普遍具有轴向过载相对较大、飞行时间长、理论速度增量较大等特点。

发明人发现现有技术中至少存在如下问题：

当运载器飞行段提供的推力较小，特别是提供的加速度远小于重力加速度时或者发动机理论开机时间较短、提供的理论速度增量相对较小的情况下时，目前传统的迭代制导方案对以上飞行状态的适应性较差，对弹道偏差的适应性较弱，而且在计算过程中存在着计算无法收敛的风险。

发明内容

本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，

本发明提供一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，包括以下步骤：

在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；

根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量，进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。

在上述方案的基础上，具体包括以下步骤：

S1、装订发射诸元数据的初值；

S2、根据运载器末助推发动机点火的状态，以装订的发射诸元数据的初值为起点外推至理论关机点，根据外推理论关机点的位置速度计算理论关机点的轨道根数；

S3、外推结束后根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i；

S4、计算相对于装订的目标轨道的标称值的偏差量；

S5、分别计算目标轨道地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率的偏导数，即对应的雅可比矩阵；

S6、对雅可比矩阵求逆，同时采用计算出的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量；

S7、判断剩余飞行时间是否小于△T，若是，进入步骤S8，若否进入步骤S9；

S8、按照最后一次迭代计算的剩余飞行时间关机，结束；

S9、采用步骤S6计算出的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量对初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率进行修正，并作为下一个迭代周期计算的发射诸元数据的初值；返回步骤S2进行下一个迭代周期的计算。

在上述方案的基础上，所述装订发射诸元数据的初值，具体包括以下步骤：

运载器发射前，在地面装订相关发射诸元参数；

运载器发射后，在设定的导航坐标系内进行导航计算，并按照设定的发射时序飞行至末助推段。

在上述方案的基础上，所述发射诸元参数包括：发射纬度、经度、高程、射向、目标轨道根数、入轨点地心矢径、入轨点绝对速度、入轨点当地弹道倾角、轨道倾角、末助推点火时刻的初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间初值、初始俯仰程序角变化率、各级飞行程序角。

在上述方案的基础上，所述外推结束后，根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i，具体计算方法为：

以末助推点火点的位置速度作为轨道外推的起点，以惯组当前敏感到的视速度增量为基准，以当前的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率为初值，当剩余飞行时间满足要求时，外推结束，外推结束后根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i。

在上述方案的基础上，所述雅可比矩阵的具体形式为：

分别为地心矢径相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为绝对速度相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为当地弹道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数。

在上述方案的基础上，所述对雅可比矩阵求逆，同时采用计算出的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量，具体公式为：

其中，

ψ_n、T_n、

分别为当前迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，

ψ_n+1、T_n+1、

分别为下一个迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，R_bz、V_bz、θ_bz、i_bz分别为标准入轨点的地心矢径、标准入轨点的绝对速度、标准入轨点的当地弹道倾角和标准入轨点的轨道倾角。

在上述方案的基础上，所述运载器末助推发动机点火的状态为点火时运载器三个方向的位置、三个方向的速度、点火时的加速度等状态变量。

与现有技术相比，本发明的优点如下：

本发明提供的基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，方法简单易于工程实现，具有较强的工程应用价值。与传统的制导方案相比，本发明方法实时性强，制导精度高，对轨道偏差的适应性强，箭上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低，适用于各种情况下大气层外高精度制导的运载器。

附图说明

图1为本发明实施例的基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法的流程示意图；

图2为本发明实施例的基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法的俯仰程序角曲线；

图3为本发明实施例的基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法的偏航程序角曲线；

图4为本发明实施例的基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法的剩余飞行时间曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

实施例1：

参见图1所示，本发明实施例提供一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，包括以下步骤：

在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；

根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。

本发明实施例在始终满足目标轨道根数约束的条件下，根据实际偏差量来修正当前飞行的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率，箭载计算机根据实时解算结果规划出一条满足性能指标的飞行轨道用于控制，相对于运载器末级入轨段其他的制导方式而言，本发明方法实时性强、计算简单且制导精度高，轨道偏差不累积，具有良好的偏差适应性和轨道调整能力，适用于对入轨精度要求较高的运载器。

实施例2：

在实施例1的基础上，基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法具体包括以下步骤：

A、运载器在发射前需要装订诸元数据，主要包括：发射经度、纬度、高程、射向、迭代计算俯仰程序角初值和偏航程序角初值、剩余飞行时间初值、俯仰程序角变化率初值、目标轨道数据等诸元参数；

B、运载器末助推发动机点火后，以当前的状态为起点，外推至理论关机点，计算关机点的轨道根数，进而求得关机点的地心矢径、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，并计算相对于标称值的偏差量；

C、分别计算目标轨道地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率的偏导数，即对应的雅可比矩阵，对雅可比矩阵求逆同时利用上述计算的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前状态下需要的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量；

D、利用上述计算的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制，如果剩余飞行时间小于△T,则停止迭代计算，并按照最后一次迭代计算的剩余飞行时间关机；如果剩余飞行时间大于△T,则将步骤C中所计算的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量返回至步骤A，作为步骤A重新迭代计算的初值，再次进行迭代流程的计算，直至剩余飞行时间满足要求，制导计算结束。

其中，上述步骤B中，运载器末助推发动机点火的状态主要是指点火时运载器三个方向的位置、三个方向的速度、点火时的加速度等状态变量，以装订的标准情况下末级点火时的俯仰程序角、偏航程序角、俯仰程序角变化率以及末级发动机的剩余飞行时间作为计算初始值，外推计算至理论关机点(即理论入轨点)，得到关机点的位置速度。根据外推关机点的位置速度计算外推关机点的轨道根数，由轨道根数可得到理论关机点的地心矢径、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，并与装订的标准地心矢径、标准绝对速度、标准当地弹道倾角和标准轨道倾角作差得到地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差。

本发明实施例对多级运载器的末助推段对入轨精度、轨道适应性以及轨道调整能力等均有较高的要求，在每个计算周期内始终以目标轨道的轨道根数作为控制终端条件，根据运载器当前的飞行状态，外推至理论关机点，计算理论关机点处的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵，在始终满足目标轨道根数约束的条件下，根据实际偏差量来修正当前飞行的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率，箭载计算机根据实时解算结果规划出一条满足性能指标的飞行轨道用于控制，相对于运载器末级入轨段其他的制导方式而言，本发明实施例实时性强、计算简单且制导精度高，轨道偏差不累积，具有良好的偏差适应性和轨道调整能力，适用于对入轨精度要求较高的运载器。

实施例3：

在实施例2的基础上，基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法具体包括以下步骤：

S1、装订发射诸元数据的初值；

S2、根据运载器末助推发动机点火的状态，以装订的发射诸元数据的初值为起点进行外推计算，根据外推理论关机点的位置速度计算理论关机点的轨道根数；

其中外推计算主要是指运载器的速度位置外推，具体计算公式如下：

其中，T为运载器剩余飞行时间，

程序俯仰角和程序偏航角，a为视加速度；VX_T、VY_T、VZ_T、X_T、Y_T、Z_T分别为外推理论关机点的速度位置，VX₀、VY₀、VZ₀为当前点的速度

g_x0、g_y0、g_z0为当前点加速度分量，g_xc、g_yc、g_zc为外推理论关机点重力加速度分量

S3、外推结束后根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i；

其中地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i均可根据理论关机点的速度位置计算得到，属于本领域的专业基础知识，在此不再单列出计算方法；

S4、并计算相对于装订的目标轨道的标称值的偏差量；

S5、分别计算目标轨道地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率的偏导数，即对应的雅可比矩阵；

S6、对雅可比矩阵求逆，同时采用计算出的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量；

S7、判断剩余飞行时间是否小于△T，若是，进入步骤S8，若否进入步骤S9；

S8、按照最后一次迭代计算的剩余飞行时间关机，结束；

S9、采用步骤S6计算出的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量对初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率进行修正，并作为下一个迭代周期计算的发射诸元数据的初值；返回步骤S2进行下一个迭代周期的计算，结束。

本发明实施例实现了运载器制导控制系统的实时解算，方法简单易于工程实现，具有较强的工程应用价值。与传统的制导方案相比，本发明方法实时性强，制导精度高，对轨道偏差的适应性强，箭上飞行软件简单，对地面诸元准备计算工作要求低，适用于各种情况下大气层外高精度制导的运载器。

实施例4：

在实施例1的基础上，所述发射诸元参数包括：发射纬度、经度、高程、射向、目标轨道根数、入轨点地心矢径、入轨点绝对速度、入轨点当地弹道倾角、轨道倾角、末助推点火时刻的初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间初值、初始俯仰程序角变化率、各级飞行程序角。

所述外推结束后，根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i，具体计算方法为：

以末助推点火点的位置速度作为轨道外推的起点，以惯组当前敏感到的视速度增量为基准，以当前的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率为初值，当剩余飞行时间满足要求时，外推结束，外推结束后根据关机点的位置速度计算出关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i。所述运载器末助推发动机点火的状态为点火时运载器三个方向的位置、三个方向的速度、点火时的加速度等状态变量。

本发明实施例在始终满足目标轨道根数约束的条件下，根据实际偏差量来修正当前飞行的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率，箭载计算机根据实时解算结果规划出一条满足性能指标的飞行轨道用于控制，相对于运载器末级入轨段其他的制导方式而言，本发明方法实时性强、计算简单且制导精度高，轨道偏差不累积，具有良好的偏差适应性和轨道调整能力，适用于对入轨精度要求较高的运载器。

实施例5：

在实施例1的基础上，所述为雅可比矩阵的具体形式为:

分别为地心矢径相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为绝对速度相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为当地弹道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数。

所述对雅可比矩阵求逆，同时采用上述计算的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量，具体公式为：

其中，

ψ_n、T_n、

分别为当前迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，

ψ_n+1、T_n+1、

分别为下一个迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，R_bz、V_bz、θ_bz、i_bz分别为标准入轨点的地心矢径、标准入轨点的绝对速度、标准入轨点的当地弹道倾角和标准入轨点的轨道倾角。

图2为迭代计算的俯仰程序角曲线，图3为迭代计算的偏航程序角曲线，图4为剩余飞行时间曲线。从仿真曲线可以看出，俯仰程序角和偏航程序角线性度良好，变化平缓，对姿态控制系统而言具有良好的适应性。

本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种修改和变型，倘若这些修改和变型在本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则这些修改和变型也在本发明的保护范围之内。说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知的现有技术。

Claims (8)

1.一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢径、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；

根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量，进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，具体包括以下步骤：

S1、装订发射诸元数据的初值；

S2、根据运载器末助推发动机点火的状态，以装订的发射诸元数据的初值为起点外推至理论关机点，根据外推理论关机点的位置速度计算理论关机点的轨道根数；

S3、外推结束后根据理论关机点的位置速度计算出理论关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i；

S4、计算相对于装订的目标轨道的标称值的偏差量；

S5、分别计算目标轨道地心矢径、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率的偏导数，即对应的雅可比矩阵；

S6、对雅可比矩阵求逆，同时采用计算出的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量；

S7、判断剩余飞行时间是否小于△T，若是，进入步骤S8，若否进入步骤S9；

S8、按照最后一次迭代计算的剩余飞行时间关机，结束；

S9、采用步骤S6计算出的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量对初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率进行修正，并作为下一个迭代周期计算的发射诸元数据的初值；返回步骤S2进行下一个迭代周期的计算。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述装订发射诸元数据的初值，具体包括以下步骤：

运载器发射前，在地面装订相关发射诸元参数；

运载器发射后，在设定的导航坐标系内进行导航计算，并按照设定的发射时序飞行至末助推段。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述发射诸元参数包括：发射纬度、经度、高程、射向、目标轨道根数、入轨点地心矢径、入轨点绝对速度、入轨点当地弹道倾角、轨道倾角、末助推点火时刻的初始俯仰程序角、初始偏航程序角、剩余飞行时间初值、初始俯仰程序角变化率、各级飞行程序角。

5.如权利要求2所述的方法，其特征在于：

所述外推结束后，根据理论关机点的位置速度计算出理论关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i，具体计算方法为：

以末助推点火点的位置速度作为轨道外推的起点，以惯组当前敏感到的视速度增量为基准，以当前的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间以及俯仰程序角变化率为初值，当剩余飞行时间满足要求时，外推结束，外推结束后根据理论关机点的位置速度计算出理论关机点的地心矢径R、绝对速度V、当地弹道倾角θ、轨道倾角i。

6.如权利要求2所述的方法，其特征在于：所述雅可比矩阵的具体形式为：

分别为地心矢径相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为绝对速度相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为当地弹道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数；

分别为轨道倾角相对于俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间、俯仰程序角变化率的偏导数。

7.如权利要求6所述的方法，其特征在于：

所述对雅可比矩阵求逆，同时采用计算出的地心矢径偏差、绝对速度偏差、当地弹道倾角偏差和轨道倾角偏差，求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量，具体公式为：

其中，

ψ_n、T_n、

分别为当前迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，

ψ_n+1、T_n+1、

分别为下一个迭代计算周期的俯仰程序角、偏航程序角、剩余飞行时间和俯仰程序角变化率，R_bz、V_bz、θ_bz、i_bz分别为标准入轨点的地心矢径、标准入轨点的绝对速度、标准入轨点的当地弹道倾角和标准入轨点的轨道倾角。

8.如权利要求2所述的方法，其特征在于：

所述运载器末助推发动机点火的状态的状态变量包括点火时运载器三个方向的位置、三个方向的速度和点火时的加速度。

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