CN109798902A - 一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，包括：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正。该迭代制导方法兼有传统迭代制导高精度控制特点和传统摄动制导计算量小的特点，能够基于预测关机入轨点的轨道参数偏导数确定需要的速度增量，实现对火箭的主要轨道参数的闭环控制。

Description

一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法

技术领域

本发明属于运载火箭技术领域，具体涉及一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法。

背景技术

目前大多数运载火箭使用迭代制导方法或摄动制导方法进行制导控制。其中，摄动制导的基本思想是首先确定一条自发射点至目标点的标准弹道，依赖于此标准弹道进行导引和关机控制，目的是使实际飞行弹道尽量接近于标准弹道。摄动制导方法在推导制导方程时忽略了泰勒级数展开二阶以上的高次项会产生较大的方法误差，并且其诸元计算比较复杂。

迭代制导的实现实际上是一个性能指标为飞行时间，初值是当前位置速度状态，终值是目标点位置速度状态的最优控制问题。迭代制导的计算是在简化制导系下动力学方程的基础上，应用最优控制理论，得到最优控制程序角指令。在解析形式的近似最优程序角的基础上，通过计算剩余时间、对推力与引力二次积分得到程序指令所需相关参数和预测关机点状态参数。

然而，传统的迭代制导方法计算过程中涉及较多的坐标变换和矩阵运算，迭代计算量比较大；传统的摄动制导采用装订跟踪标准弹道并施加横法向导引的方式对火箭进行制导控制，虽然计算量简单，但需要装订标准弹道，因此并不灵活。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

本发明提供了一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，包括：

S1：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；

S2：根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；

S3：根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正。

在本发明的一个实施例中，所述S2包括：

S21：根据所述当前视加速度预估首次迭代时火箭入轨所需的剩余飞行时间和剩余飞行距离；

S22：根据所述首次迭代时的剩余飞行时间和剩余飞行距离计算首次迭代中的修正待增速度、俯仰角和偏航角；

S23：根据所述首次迭代中的修正待增速度，重复步骤S21和步骤S22，迭代多次，获得入轨待增速度；

S24：根据所述入轨待增速度获得火箭入轨所需的俯仰角和偏航角。

在本发明的一个实施例中，所述S21包括：

S211：设置首次迭代时的初始待增速度为

S212：根据所述初始待增速度和所述视加速度计算首次迭代中火箭入轨所需的剩余飞行时间Δt_mx1和剩余飞行距离ΔS_mx1，计算公式为：

ΔS_mx1＝u_e·Δt_mx1-(τ-Δt_mx1)·ΔW_mx1，

其中，||表示取模值运算，u_e为所述运载火箭的发动机比冲，τ为中间计算变量。

在本发明的一个实施例中，所述S22包括：

S221：计算首次迭代中所述火箭入轨时刻的位置矢量和速度矢量计算公式为：

其中，为所述运载火箭的当前速度，为重力加速度，为所述运载火箭的当前位置，为推力方向的单位矢量；

S222：根据所述火箭入轨时刻的位置矢量和火箭入轨时刻的速度矢量计算首次迭代中火箭入轨时的轨道偏心率e₁，轨道倾角i₁和当地弹道倾角Θ₁；

S223：计算所述轨道偏心率e₁，所述轨道倾角i₁和所述当地弹道倾角Θ₁对速度的偏导数

S224：根据所述偏导数计算所述修正待增速度

S225：根据所述修正待增速度计算首次迭代中的俯仰角和偏航角ψ_cx1。

在本发明的一个实施例中，所述S23包括：

S231：将所述修正后待增速度带入所述步骤S212的公式中，获得第二次迭代中的剩余飞行时间Δt_mx2和剩余飞行距离ΔS_mx2；

S232：重复步骤S22，并迭代多次，获得火箭入轨所需的入轨待增速度

在本发明的一个实施例中，所述S24包括：

根据所述入轨待增速度计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角ψ_cx，

其中，ΔV_x为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中x轴的投影值，ΔV_y为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中y轴的投影值，ΔV_z为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中z轴的投影值。

在本发明的一个实施例中，所述S225包括：

根据所述初始待增速度和所述偏导数计算所述修正待增速度计算公式为：

其中，分别为标准入轨偏心率、标准入轨弹道倾角和标准入轨轨道倾角。

在本发明的一个实施例中，所述S232包括：

重复步骤S22，并进行多次迭代计算，当火箭入轨所需的飞行时间小于3s时，停止迭代计算，并以最后一次迭代计算获得的待增速度作为所述入轨待增速度

在本发明的一个实施例中，所述S3包括：

S31：将迭代计算获得的所述俯仰角和所述偏航角输送至姿态控制系统；

S32：停止迭代计算后3s关闭所述运载火箭的发动机；

S33：根据所述俯仰角和所述偏航角控制所述运载火箭的入轨飞行。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、本发明的迭代制导方法兼有传统迭代制导高精度控制特点和传统摄动制导计算量小的特点，能够基于预测关机入轨点的轨道参数偏导数确定需要的速度增量，实现对火箭的主要轨道参数的闭环控制。

2、该迭代制导方法能够结合发动机特性以及带增速度大小，实时确定剩余工作时间，从而精确地获得发动机关机时间，实现对运载火箭的精确制导。

3、该迭代制导方法比传统迭代制导方法简单，计算量大大减少；无矩阵运算，计算复杂度大大降低；且无需装订标准弹道，应用灵活。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法的流程图。

图2是本发明实施例提供的迭代制导方法的S2的流程图。

具体实施方式

为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法进行详细说明。

有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。

应当说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

实施例一

请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法的流程图。如图所示，该迭代制导方法包括：

S1：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；

S2：根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；

S3：根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正。

具体地，所述运载火箭的当前位置当前速度以及视加速度均可以通过运载火箭上的传感器测量得到。

进一步地，请参见图2，图2是本发明实施例提供的迭代制导方法的S2的流程图。步骤S2包括：

S21：根据所述当前视加速度预估首次迭代时火箭入轨所需的剩余飞行时间和剩余飞行距离；

所述S21具体包括：

S211：设置首次迭代时的初始待增速度为

在本实施例中，该迭代制导方法包括多次迭代计算过程，在首次启动迭代时取待增速度矢量后续迭代过程中为前一次迭代中所计算计算的新的待增速度，具体计算过程将在后续步骤中进行描述。这里的待增速度是指火箭当前速度与火箭入轨所需速度之间的差值。入轨是指运载火箭把航空器送入指定的运行轨道中。

S212：根据所述初始待增速度和所述视加速度计算首次迭代中火箭入轨所需的剩余飞行时间Δt_mx1和剩余飞行距离ΔS_mx1，计算公式为：

ΔS_mx1＝u_e·Δt_mx1-(τ-Δt_mx1)·ΔW_mx1，

其中，||表示取模值运算，u_e为所述运载火箭的发动机比冲，是火箭发动机的特征参数，指为单位推进剂的量所产生的冲量；为所述运载火箭的视加速度，可以通过运载火箭上的传感器测量得到；τ为中间计算变量。

需要说明的是，首次迭代剩余飞行时间Δt_mx1是指在首次迭代过程中计算的所述运载火箭的速度增加至入轨速度所需要的时间，而首次迭代剩余飞行距离ΔS_mx1是指所述运载火箭在第一飞行时间Δt_mx1内飞行的距离。

S22：根据所述首次迭代时的剩余飞行时间Δt_mx1和剩余飞行距离ΔS_mx1计算首次迭代中的修正待增速度俯仰角和偏航角ψ_cx,1；

具体地，所述S22包括：

S221：在所述发射惯性坐标系下计算首次迭代中所述火箭入轨时刻的位置矢量和速度矢量计算公式为：

其中，为所述运载火箭的当前速度，为重力加速度，为所述运载火箭的当前位置，为推力方向的单位矢量；

的表达式为：

其中，为前一次迭代计算的火箭俯仰角；ψ_cx,-1为前一次迭代计算的火箭偏航角，[]中的三项表示火箭推力方向的单位矢量在所述发射惯性系三个坐标轴的投影。

S222：根据所述火箭入轨时刻位置矢量和火箭入轨时刻速度矢量计算首次迭代中火箭入轨时的轨道偏心率e₁，轨道倾角i₁和当地弹道倾角Θ₁；

S223：计算所述轨道偏心率e₁，所述轨道倾角i₁和所述当地弹道倾角Θ₁对速度的偏导数

根据入轨时的位置和速度计算入轨时的轨道偏心率，轨道倾角和当地弹道倾角为本领域的现有技术，具体计算过程这里不再赘述。

S224：根据所述偏导数计算修正后的待增速度

具体地，根据所述初始待增速度和所述偏导数计算所述第二待增速度计算公式为：

其中，分别为标准入轨偏心率、标准入轨弹道倾角和标准入轨轨道倾角，是可以预先获知的。

S225：根据所述修正后的待增速度计算首次迭代中的俯仰角和偏航角ψ_cx1，计算公式为：

其中，ΔV_2x为所述第二待增速度在所述发射坐标系中x轴的投影值，ΔV_2y为所述第二待增速度在所述发射坐标系中y轴的投影值，ΔV_2z为所述第二待增速度在所述发射坐标系中z轴的投影值。

接着，S23包括：根据首次迭代中的修正待增速度重复步骤S21和步骤S22，迭代多次，获得入轨待增速度；

具体地，在首次迭代计算结果的基础上进行第二次迭代计算，将修正待增速度带入步骤S212中的公式，计算第二次迭代计算中火箭入轨所需的剩余飞行时间Δt_mx2和剩余飞行距离ΔS_mx2，计算公式为：

ΔS_mx2＝u_e·Δt_mx2-(τ-Δt_mx2)·ΔW_mx2；

接着，根据第二次迭代计算中获得的剩余飞行时间Δt_mx2和剩余飞行距离ΔS_mx2计算再次修正的待增速度具体计算过程类似于步骤S22，这里不再赘述，随后再根据再次修正的待增速度进行第三次迭代计算。经过上述多次迭代计算过程，最终获得火箭入轨所需的入轨待增速度

S24：根据入轨待增速度获得火箭入轨所需的俯仰角和偏航角ψ_cx，计算公式为：

其中，ΔV_x为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中x轴的投影值，ΔV_y为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中y轴的投影值，ΔV_z为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中z轴的投影值。

进一步地，所述S232包括：

重复步骤S22，并迭代多次，当火箭入轨所需的飞行时间小于3s时，停止迭代计算；以最后一次迭代计算获得的待增速度作为所述入轨待增速度。

具体地，本实施例的迭代制导方法是在火箭入轨前的一段时间开始执行的，通过预先程序设定，当火箭入轨所需的飞行时间小于3s时，控制系统发送停止迭代计算指令，并以最后一次迭代计算获得的待增速度作为所述入轨待增速度

此外，所述S3具体包括：

S31：将迭代计算获得的所述俯仰角和所述偏航角ψ_cx输送至姿态控制系统；

S32：停止迭代计算后3s关闭所述运载火箭的发动机；

S33：根据所述俯仰角和所述偏航角ψ_cx控制所述运载火箭的飞行过程。

此外，本发明的另一实施例提供了一种存储介质，所述存储介质为非易失性存储器且存储有程序代码，当所述程序代码被计算机执行时实现如上实施例所述的迭代制导方法。

本实施例的迭代制导方法兼有传统迭代制导高精度控制特点和传统摄动制导计算量小的特点，能够基于预测关机入轨点的轨道参数偏导数确定需要的速度增量，实现对火箭的主要轨道参数的闭环控制。该迭代制导方法能够结合发动机特性以及带增速度大小，实时确定剩余工作时间，从而精确地获得发动机关机时间，实现对运载火箭的精确制导。该迭代制导方法比传统迭代制导方法简单，计算量大大减少；无矩阵运算，计算复杂度大大降低；且无需装订标准弹道，应用灵活。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法，其特征在于，包括：

S1：获取运载火箭的当前位置、当前速度和视加速度；

S2：根据所述当前位置、所述当前速度和所述当前视加速度，利用多次迭代方法计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角；

S3：根据所述入轨所需的俯仰角和偏航角进行所述运载火箭的姿态修正。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S2包括：

S21：根据所述当前视加速度预估首次迭代时火箭入轨所需的剩余飞行时间和剩余飞行距离；

S22：根据所述首次迭代时的剩余飞行时间和剩余飞行距离计算首次迭代中的修正待增速度、俯仰角和偏航角；

S23：根据所述首次迭代中的修正待增速度，重复步骤S21和步骤S22，迭代多次，获得入轨待增速度；

S24：根据所述入轨待增速度获得火箭入轨所需的俯仰角和偏航角。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述S21包括：

S211：设置首次迭代时的初始待增速度为

S212：根据所述初始待增速度和所述视加速度计算首次迭代中火箭入轨所需的剩余飞行时间Δt_mx1和剩余飞行距离ΔS_mx1，计算公式为：

ΔS_mx1＝u_e·Δt_mx1-(τ-Δt_mx1)·ΔW_mx1，

其中，||表示取模值运算，u_e为所述运载火箭的发动机比冲，τ为中间计算变量。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述S22包括：

S221：计算首次迭代中所述火箭入轨时刻的位置矢量和速度矢量计算公式为：

其中，为所述运载火箭的当前速度，为重力加速度，为所述运载火箭的当前位置，为推力方向的单位矢量；

S222：根据所述火箭入轨时刻的位置矢量和火箭入轨时刻的速度矢量计算首次迭代中火箭入轨时的轨道偏心率e₁，轨道倾角i₁和当地弹道倾角Θ₁；

S223：计算所述轨道偏心率e₁，所述轨道倾角i₁和所述当地弹道倾角Θ₁对速度的偏导数

S224：根据所述偏导数计算所述修正待增速度

S225：根据所述修正待增速度计算首次迭代中的俯仰角和偏航角ψ_cx1。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述S23包括：

S231：将所述修正后待增速度带入所述步骤S212的公式中，获得第二次迭代中的剩余飞行时间Δt_mx2和剩余飞行距离ΔS_mx2；

S232：重复步骤S22，并迭代多次，获得火箭入轨所需的入轨待增速度

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述S24包括：

根据所述入轨待增速度计算火箭入轨所需的俯仰角和偏航角ψ_cx，

其中，ΔV_x为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中x轴的投影值，ΔV_y为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中y轴的投影值，ΔV_z为所述入轨待增速度在所述发射坐标系中z轴的投影值。

7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述S225包括：

根据所述初始待增速度和所述偏导数计算所述修正待增速度计算公式为：

其中，分别为标准入轨偏心率、标准入轨弹道倾角和标准入轨轨道倾角。

8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述S232包括：

重复步骤S22，并进行多次迭代计算，当火箭入轨所需的飞行时间小于3s时，停止迭代计算，并以最后一次迭代计算获得的待增速度作为所述入轨待增速度

9.根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其特征在于，所述S3包括：

S31：将迭代计算获得的所述俯仰角和所述偏航角输送至姿态控制系统；

S32：停止迭代计算后3s关闭所述运载火箭的发动机；

S33：根据所述俯仰角和所述偏航角控制所述运载火箭的入轨飞行。