CN109539903A - 一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法

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

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。

在上述技术方案的基础上，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的椭圆参考轨迹数表。

在上述技术方案的基础上，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。

在上述技术方案的基础上，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。

在上述技术方案的基础上，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

在上述技术方案的基础上，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，具体步骤包括：

S1.计算剩余工作时间调整量ΔT＝KΔV_x，其中K为固体运载火箭发动机提供的加速度的倒数，ΔV_x为V_ic和的沿x轴的分量的差值；

S2.判断ΔT的绝对值是否大于预设值，若是，则将T加上ΔT，作为调整后的剩余工作时间，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S3；

S3.计算目标轨道坐标系下的俯仰角调整量其中a为视加速度，T为固体运载火箭发动机的剩余工作时间；ΔV_y为V_ic和的沿y轴的分量的差值；

S4.判断的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上作为调整后的俯仰程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S5；

S5.计算目标点轨道坐标系下的偏航程序角调整量Δψ＝-sin^-1(ΔiV_i/L)，Δi为预报关机时刻火箭处轨道倾角i与理论值之差，V_i为理论速度大小；

S6.判断Δψ的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上Δψ，作为调整后的偏航程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，确定该计算周期内的T、和并在该计算周期内保持T、和不变。

在上述技术方案的基础上，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，具体步骤包括：

判断T是否大于预设值，若是，则在每个计算周期内重复步骤S1至S6；若否，则保持当前俯仰程序角和当前偏航程序角不变，直至T为0时发动机结束工作。

在上述技术方案的基础上，为ΔT设定的预设值为0.1s。

在上述技术方案的基础上，为设定的预设值为0.1°。

在上述技术方案的基础上，为Δψ设定的预设值为0.1°。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明提出的一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，针对近地轨道发射任务中，采用椭圆转移轨道入轨方案的多级固体运载火箭对椭圆转移轨道的入轨精度和任务适应性要求，将理论椭圆轨道绕地心旋转，使迭代制导方程的目标解由传统方法的弧段分布扩展到平面区域分布，目标解区域内地心矢径模量(数值)在一定范围内变化，且同一地心矢径模量下对应多种可能的入轨速度矢量(即不同方向的速度矢量)，因此可以免掉对位置的修正，只调整速度方向即可，就消除了对位置修正能力的要求。利用迭代方式实时解算剩余工作时间和飞行程序角，箭载计算机根据实时解算结果控制火箭飞行姿态。与传统制导控制方法相比，本发明方法实时性强、制导精度高、算法简单，在一个区域内可以调整到位了，将可行解扩展到一个区域，在该区域内将速度(包括大小、方向)调整到位即可，因此，对初始位置、速度偏差有较强的适应能力。

附图说明

图1为现有技术中入轨飞行示意图；

图2为传统迭代制导入轨区域示意图；

图3为本发明中固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导入轨区域示意图；

图4为本发明中α、β、η示意图。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图1所示，本发明实施例提供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

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。

下面对本发明中的原理进行介绍：

本发明的主要目的是：保留迭代制导所需的速度、位置预报算法，尽可能降低或消除对其位置修正能力的要求。

本发明中的固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导是一种不需程序角辅助位置修正的方法，以理论椭圆轨道为基准，绕地心(椭圆的焦点之一)旋转，但始终在理论椭圆轨道平面内。假定图2所示椭圆转移轨道为标准过渡轨道，M₁M_i为轨道上某一弧段，该弧段为偏差状态下火箭可能的入轨点的集合。图3所示，若将理论椭圆轨道绕地心旋转，随着弧段M₁M_i扫过不同角度，在目标点轨道坐标系O-XYZ(原点为目标点，X向在轨道面内，沿当地水平方向为正，Y向由地心指向目标点为正，Z向垂直纸面向外为正)内会形成一系列新弧段(n＝1，2，3…)，这些弧段构成一个区域(图中虚线所示区域)，以表示，它包含了无数条目标轨道形状构成的轨迹族。对固体运载火箭飞行来说，可将区域视为可选的入轨区域，从图3中可知，该区域在目标点轨道坐标系X、Y两个方向上具有一定位置分布空间和速度方向分布空间，这些空间可化解传统制导中速度、位置同时修正的矛盾，位置修正可以免掉，只调整速度方向即可。其原因在于对于椭圆来说，固定了椭圆的近地点和远地点以及指向(近地点指向远地点)，椭圆的形状和在空间的指向就确定了。对于椭圆上一点来说，其到焦点(地球)的距离是变化的，对应地心矢径模量也是变化的，速度也不同。采用本方案后只需要保证椭圆形状而不用保证其指向。

从数学角度看，理论椭圆轨道旋转方法将迭代制导方程的目标解由传统方法的弧段分布(如图2所示)扩展到区域分布(如图3所示)，入轨方案存在更大选择余地和优化空间。从制导角度看，目标解区域内地心矢径模量在一定范围内变化，且某一地心矢径大小下对应多种可能的入轨速度矢量，根据该特点可以改变传统位置修正方法。

具体到本发明中，在对理论椭圆轨道进行旋转得到椭圆转移轨道后，最重要的就是得到能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的椭圆参考轨迹数表，即在椭圆参考轨迹数表可以读取固体运载火箭的位置矢量和速度矢量的夹角，以及速度矢量的大小随地心矢径大小变化情况。

本实施例中，预制椭圆参考轨迹数表的具体步骤包括：

(1)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；

具体而言，比如需要的角度为5°、10°和20°，那就将理论椭圆轨道分别旋转5°、10°和20°，从而得到了三个椭圆转移轨道。

(2)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；

通常平均轨道要素和密切轨道要素均可以描述目标轨道或理论轨道，以六个参数表示：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角。受地球扁率摄动影响，目标椭圆轨道上不同位置的密切轨道要素存在一定差异，平均轨道要素消除了密切轨道要素中的短周期项，在短时间内变化稳定，严格满足轨道力学方程。密切轨道要素描述当前点的瞬时参数，更合适进行轨道预报。

(3)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；

弧段选取的长短由制导开始时初始位置和速度偏差的大小决定，通过Matlab或Simulink软件仿真，本实施例中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。即对于理论椭圆轨道，以理论关机点为中心，在理论椭圆轨道上前后各截取15°弧段作为需要的弧段。对于椭圆转移轨道，以理论关机点旋转后对应的点为中心(该点在椭圆上的相对位置不变)，在椭圆转移轨道上前后各截取15°弧段作为需要的弧段。

(4)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的椭圆参考轨迹数表。

本实施例中根据以下公式来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。

在得到了速度矢量V_ic和位置矢量R_ec后，结合椭圆参考轨迹数表，便可以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其具体步骤为：

(1)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

(2)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；

(3)计算预报关机时刻火箭地心矢径模量

地心矢径模量R_e即为位置矢量R_ec的模。

(4)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；

当得到R_e和η后，结合椭圆参考轨迹数表，利用插值法，即可获取β和标准速度矢量。

(5)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，

下面对发射惯性坐标系和目标点轨道坐标系做出介绍：

发射惯性坐标系原点为发射点，OY指向重力的反方向，OX与OY轴垂直，指向发射方向，OZ由右手定则确定。目标点轨道坐标系原点为目标点，OY由地心指向目标点，OX在轨道面内，沿当地水平方向，OZ由右手定则确定。根据习惯，固体运载火箭导航和制导使用的飞行程序角一般定义在发射惯性坐标系下，上述迭代算法中弹道预报(即上述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涉及的内容)在发射惯性坐标系下计算，程序角调整量在目标点轨道坐标系下计算。发射惯性坐标系与目标点轨道坐标系之间的转换矩阵对于本领域内的技术人员是容易推导得到的，不再赘述。

(6)根据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和M计算

参见图4所示，目标点轨道坐标系为X₁OY₁，预报关机点处轨道坐标为X₂OY₂当得到了后，然后根据发射惯性坐标系与目标点轨道坐标系之间的转换矩阵，将V_ic也转换到目标点轨道坐标系下，然后根据V_ic和的差值以及V_ic和R_ec，便可以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。

本实施例中，迭代顺序分层设计，第一步，作为最内层循环，调整ΔT对Vx(T)偏差量进行控制。第二步，作为第二层循环，调整对Vy(T)偏差量进行控制。最后，调整Δψ对预报关机时刻火箭处轨道倾角i偏差量进行控制，作为第三层循环参与迭代。上述迭代计算是在一个计算周期内进行，计算周期由固体运载火箭上计算机的CPU计算能力决定，其可根据需要合理设置，通常要保证一个计算周期内能够让ΔT、Δψ的绝对值均小于等于预设值。

具体而言，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，具体步骤包括：

S1.计算剩余工作时间调整量ΔT＝KΔV_x，其中K为固体运载火箭发动机提供的加速度的倒数，ΔV_x为V_ic和的沿x轴的分量的差值；

S2.判断ΔT的绝对值是否大于预设值，若是，则将T加上ΔT，作为调整后的剩余工作时间，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S3；

将T加上ΔT后，会影响到V_ic、进一步V_ic和的差值也会发生变化，返回步骤S1后，再次计算的ΔT也会发生变化。本实施例中为ΔT设定的预设值为0.1s。

S3.计算目标轨道坐标系下的俯仰角调整量其中a为视加速度，T为固体运载火箭发动机的剩余工作时间；ΔV_y为V_ic和的沿y轴的分量的差值；

S4.判断的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上作为调整后的俯仰程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S5；

由于在对进行迭代计算前，ΔT的绝对值已经小于等于对应的预设值了，这里返回步骤S1后虽然再次计算了ΔT，其ΔT的绝对值一般会小于等于对应的预设值(即使大于对应的预设值，通常再迭代几次即可满足条件)。本实施例中为为设定的预设值为0.1°。

S5.计算目标点轨道坐标系下的偏航程序角调整量Δi为预报关机时刻火箭处轨道倾角i与理论值i之差，V_i为理论速度大小；

这里理论值和理论速度V_i为卫星方提供，其均是已知量，预报关机时刻火箭处轨道倾角i可以由V_ic和R_ec计算得到，这里不再赘述。

S6.判断Δψ的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上Δψ，作为调整后的偏航程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，确定该计算周期内的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。

由于在对Δψ进行迭代计算前，ΔT和绝对值已经小于等于对应的预设值了，这里返回步骤S1后虽然再次计算了ΔT和其ΔT和的绝对值一般会小于等于对应的预设值(即使大于对应的预设值，通常再迭代几次即可满足条件)。本实施例中为Δψ设定的预设值为0.1°。

当ΔT、和Δψ的绝对值均小于等于预设值后，则在该计算周期剩余时间保持剩余工作时间T、俯仰程序角和偏航程序角不变。

此时，还需要判断判断剩余工作时间T是否大于预设值，若是，在每个计算周期内重复步骤S1至S6；若否，则保持当前俯仰程序角和当前偏航程序角不变，直至T为0时发动机结束工作。也就是说，若T大于预设值，在每个计算周期内对T、和进行更新。本实施例中为T设定的预设值为1s。

综上所述，本发明提出固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法，针对近地轨道发射任务中采用椭圆转移轨道入轨方案的多级固体运载火箭对椭圆转移轨道的入轨精度和任务适应性要求，将理论椭圆轨道绕地心旋转，使迭代制导方程的目标解由传统方法的弧段分布扩展到平面区域分布，目标解区域内地心矢径模量(数值)在一定范围内变化，且同一地心矢径模量下对应多种可能的入轨速度矢量(即不同方向的速度矢量)，因此可以免掉对位置的修正，只调整速度方向即可，就消除了对位置修正能力的要求。利用迭代方式实时解算剩余工作时间和飞行程序角，箭载计算机根据实时解算结果控制火箭飞行姿态。与传统制导控制方法相比，本发明方法实时性强、制导精度高、算法简单，在一个区域内可以调整到位了，将可行解扩展到一个区域，在该区域内将速度(包括大小、方向)调整到位即可，因此，对初始位置、速度偏差有较强的适应能力。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

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

6.如权利要求4所述的方法，其特征在于，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，具体步骤包括：

S1.计算剩余工作时间调整量ΔT＝KΔV_x，其中K为固体运载火箭发动机提供的加速度的倒数，ΔV_x为V_ic和的沿x轴的分量的差值；

S2.判断ΔT的绝对值是否大于预设值，若是，则将T加上ΔT，作为调整后的剩余工作时间，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S3；

S3.计算目标轨道坐标系下的俯仰角调整量其中a为视加速度，T为固体运载火箭发动机的剩余工作时间；ΔV_y为V_ic和的沿y轴的分量的差值；

S4.判断的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上作为调整后的俯仰程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，则执行步骤S5；

S5.计算目标点轨道坐标系下的偏航程序角调整量Δψ＝-sin^-1(ΔiV_i/L)，Δi为预报关机时刻火箭处轨道倾角i与理论值之差，V_i为理论速度大小；

S6.判断Δψ的绝对值是否大于预设值，若是，则将加上Δψ，作为调整后的偏航程序角，再次计算V_ic、以及V_ic和的差值，并返回步骤S1；若否，确定该计算周期内的T、和并在该计算周期内保持T、和不变。

7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，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，具体步骤包括：

判断T是否大于预设值，若是，则在每个计算周期内重复步骤S1至S6；若否，则保持当前俯仰程序角和当前偏航程序角不变，直至T为0时发动机结束工作。

8.如权利要求6所述的方法，其特征在于：为ΔT设定的预设值为0.1s。

9.如权利要求6所述的方法，其特征在于：为设定的预设值为0.1°。

10.如权利要求6所述的方法，其特征在于：为Δψ设定的预设值为0.1°。