CN112361896B - 固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置 - Google Patents

固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置 Download PDF

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Abstract

本申请实施例中提供了固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置，其中所述方法包括根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数；通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，生成俯仰程序角的制导指令。采用本申请中的方案，实现了发动机点火时间、俯仰角指令和偏航角指令的在线解算。解决了固体运载火箭能量不可控、入轨精度低的问题。

Description

固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置
技术领域
本申请涉及固体运载火箭制导设计技术，具体地，涉及固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置。
背景技术
固体运载火箭取消推力终止机构，采用耗尽关机方式以降低成本，提高性能。
耗尽关机决定了发动机工作时间与释放能量的不可控，导致固体运载火箭提高入轨精度存在困难。
针对相关技术中，固体运载火箭在耗尽关机后无法提高入轨精度的问题，目前尚未存在有效的解决方案。
发明内容
本申请实施例中提供了固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置，以至少解决相关技术中固体运载火箭在耗尽关机后无法提高入轨精度的问题。
根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种固体运载火箭制导方法，包括：根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
可选地，还包括：在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，通过计算偏导数矩阵对所述控制量参数进行更新。
可选地，所述根据固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数之后还包括：计算所述固体运载火箭的发射点参数，其中，所述发射点参数包括：发射点地理位置、发射点地球半径、发射惯性系分量。
可选地，所述通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息包括：通过积分计算得到所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度；根据所述第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，通过积分计算获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
可选地，所述根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数之后，还包括：通过应用牛顿迭代法更新所述控制量参数。
可选地，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角之后，还包括：根据所述俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角，对所述固体运载火箭的发动机在所述关机时刻的轨道高程、所述轨道速度、所述速度倾角和所述轨道倾角进行控制。
根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种固体运载火箭制导装置，包括第一确定模块，用于根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；获取模块，用于通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；第二确定模块，用于根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；生成模块，用于根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
可选地，还包括：更新模块，用于在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，通过计算偏导数矩阵对所述控制量参数进行更新。
根据本申请实施例的第三个方面，还提供了一种存储介质，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行上述任一项方法实施例中的步骤。
根据本申请实施例的第四个方面，还提供了一种电子装置，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行上述任一项方法实施例中的步骤。
采用本申请实施例中提供的固体运载火箭制导方法以及装置、存储介质、电子装置，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息，根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，并且在根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。通过本申请实现了发动机点火时间、俯仰角指令和偏航角指令的在线解算，解决了固体运载火箭能量不可控、入轨精度低的问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例中的固体运载火箭制导方法的流程示意图；
图2为本申请实施例中的固体运载火箭制导装置的结构示意图；
图3为本申请实施例中的俯仰程序角曲线示意图的流程示意图；
图4为本申请实施例中的固体运载火箭制导方法的流程示意图。
具体实施方式
在实现本申请的过程中，发明人发现，固体运载火箭取消推力终止机构，采用耗尽关机方式以降低成本，提高性能。耗尽关机决定了发动机工作时间与释放能量的不可控，导致固体运载火箭提高入轨精度存在困难。
针对上述问题，本申请实施例中提供了一种固体运载火箭制导方法，包括：根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
图1是根据本申请实施例的固体运载火箭制导方法的流程图，如图1所示，该流程包括如下步骤：
步骤S101，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
步骤S102，通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
步骤S103，根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
步骤S104，根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息，根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，并且在根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。通过本申请实现了发动机点火时间、俯仰角指令和偏航角指令的在线解算，解决了固体运载火箭能量不可控、入轨精度低的问题。
在上述步骤S101中根据所述目标轨道参数确定出对所述固体运载火箭的控制量参数。
在一些可选的实施例中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角等参数。
在一些可选的实施例中，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角。
在上述步骤S102中通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的所述第一发射惯性系速度、所述第一位置以及所述第一引力加速度，通过计算获取得到所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
在上述步骤S103中根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，通过计算确定出所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数。
在上述步骤S104中判断所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果是否满足预设门限阈值，如果均满足则生成俯仰程序角的制导指令。
在本申请可选的实施例中，还包括：在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，通过计算偏导数矩阵对所述控制量参数进行更新。
具体实施时，如果通过判断，所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，需要通过计算偏导数矩阵对所述控制量参数进行更新。
在本申请可选的实施例中，所述根据固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数之后还包括：计算所述固体运载火箭的发射点参数，其中，所述发射点参数包括：发射点地理位置、发射点地球半径、发射惯性系分量。
具体实施时，在确定所述固体运载火箭的控制量参数之后还需要计算所述固体运载火箭的发射点参数。
在一些可选的实施例中，所述发射点参数包括发射点地理位置、发射点地球半径、发射惯性系分量。
在本申请可选的实施例中，所述通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息包括：通过积分计算得到所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度；根据所述第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，通过积分计算获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
具体实施时，首先通过积分计算得到所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度；然后再根据所述第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，通过积分计算获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
在本申请可选的实施例中，所述根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数之后，还包括：通过应用牛顿迭代法更新所述控制量参数。
具体实施时，在确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数之后，还需要通过应用牛顿迭代法更新所述控制量参数。
在本申请可选的实施例中，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角之后，还包括：根据所述俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角，对所述固体运载火箭的发动机在所述关机时刻的轨道高程、所述轨道速度、所述速度倾角和所述轨道倾角进行控制。
具体实施时，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数之后，则根据所述俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角，对所述固体运载火箭的发动机在所述关机时刻的轨道高程、所述轨道速度、所速述度倾角和所述轨道倾角进行控制。
具体而言，首先，根据关机点轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角四个目标参数，确定迭代控制变量为俯仰程序角矩形波的幅值
Figure BDA0002746096760000071
俯仰程序角矩形波的偏置量
Figure BDA0002746096760000081
发动机点火时间tj和偏航程序角ψc。
然后，根据火箭发射点位信息、迭代时刻发惯系速度、位置信息和火箭发动机视速度、视位移信息，采用积分方法预测得到火箭关机时刻发惯系速度、位置信息和轨道参数。
最后，通过应用牛顿迭代法实现对控制变量的更新，直至控制变量精度满足设计要求，则退出循环并输出制导程序角指令。
在本实施例中还提供了一种固体运载火箭的制导装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。
图2是根据本申请实施例的固体运载火箭的制导装置的结构框图，如图2所示，该装置包括：
第一确定模块20，用于根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
获取模块21，用于通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
第二确定模块22，用于根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
生成模块23，用于根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
在本申请实施例的第一确定模块20中根据所述目标轨道参数确定出对所述固体运载火箭的控制量参数。
在一些可选的实施例中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角等参数。
在一些可选的实施例中，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角。
在本申请实施例的获取模块21中通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的所述第一发射惯性系速度、所述第一位置以及所述第一引力加速度，通过计算获取得到所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
在本申请实施例的第二确定模块22中根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，通过计算确定出所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数。
在本申请实施例的生成模块23中判断所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果是否满足预设门限阈值，如果均满足则生成俯仰程序角的制导指令。
为了更好的理解上述固体运载火箭制导方法流程，以下结合优选实施例对上述技术方案进行解释说明，但不用于限定本申请实施例的技术方案。
本申请优选实施例，
图3根据本申请优选实施例的固体运载火箭制导方法的流程示意图，如图3所示，包括如下步骤：
首先，预先采用带偏置的俯仰程序角矩形波进行能量管理，在矩形波幅值
Figure BDA0002746096760000091
的基础上引入偏置量
Figure BDA0002746096760000092
结合点火时间tj和偏航程序角ψc，实现对关机点轨道高程H、轨道速度V、速度倾角θ和轨道倾角I的共同控制，俯仰程序角曲线如图4所示。
其中，
Figure BDA0002746096760000093
步骤S300，迭代速度、位置初始化。
具体实施时，根据迭代时刻发惯系速度、位置信息，采用积分方法计算得到发动机关机时刻速度、位置信息和轨道参数，通过判断控制量精度是否满足设计要求决定是否退出循环，若不满足则计算偏导数矩阵并实现对控制量
Figure BDA0002746096760000101
Figure BDA0002746096760000102
tj和ψc的更新，同时继续迭代计算；若满足则退出循环，并输出制导程序角指令。多维迭代计算流程如图3所示，迭代初值
Figure BDA0002746096760000103
初值为迭代时刻姿态角，
Figure BDA0002746096760000104
步骤S301，开机点速度、位置计算。
通过上述步骤进行发射点相关参数计算和发动机点火时刻速度位置计算，首先，发射点参数包含发射点地理纬度B0、发射点地球半径R0及其发射惯性系分量，其计算公式如下所示：
μ0＝B0-φ0
Figure BDA0002746096760000105
Figure BDA0002746096760000106
Figure BDA0002746096760000107
其中φ0表示发射点地心纬度，A0表示射击方位角，ωe表示地球自转角速度，[R0xR0y R0z]T表示发射点地心矢径在发惯系的投影，[ωex ωey ωez]T表示地球自转角速度在发惯系的投影。
对于发动机点火时刻速度位置的计算，根据迭代计算时刻火箭发射惯性系位置三分量[X0 Y0 Z0]T，速度三分量[Vx0 Vy0 Vz0]T，引力加速度三分量[gx0 gy0 gz0]T，采用积分方法计算得到发动机点火时刻速度[Vx1 Vy1 Vz1]T、位置[X1 Y1 Z1]T、引力加速度三分量[gx1gy1 gz1]T，其计算公式为：
Figure BDA0002746096760000111
Figure BDA0002746096760000112
Figure BDA0002746096760000113
Figure BDA0002746096760000114
Figure BDA0002746096760000115
Figure BDA0002746096760000116
Figure BDA0002746096760000117
Figure BDA0002746096760000118
其中，Re为地球平均半径，J2为地球引力项，tj_n为当前迭代循环计算所得点火时间。
步骤S302，关机点速度、位置计算。
通过上述步骤进行关机点速度位置计算，已知预测的发动机点火时刻发射惯性系速度、位置、引力加速度，通过积分方法计算发动机关机时刻速度[Vxk Vyk Vzk]T、位置[Xk YkZk]T，其计算公式为：
Figure BDA0002746096760000119
Figure BDA0002746096760000121
其中
Figure BDA0002746096760000122
其中
Figure BDA0002746096760000123
ψc_n分别为当前迭代循环计算所得俯仰角矩形波幅值、偏置量和偏航程序角，tp为发动机工作时间，
Figure BDA0002746096760000124
为发动机平均视加速度。
步骤S303，关机点轨道参数计算。
通过上述步骤进行关机点轨道参数计算，其中，
关机点高程Hk_n
Figure BDA0002746096760000125
其中rk_n＝[rx_n ry_n rz_n]T＝[Xk+R0x Yk+R0y Zk+R0z]T。
速度Vk_n
Figure BDA0002746096760000126
关机点速度倾角θk_n
Figure BDA0002746096760000127
关机点轨道倾角Ik_n
Figure BDA0002746096760000128
其中，hk_n＝[hxk_n hyk_n hzk_n]T表示角动量矢量，hk_n＝rk_n×Vk_n。
步骤S304，是否满足指标。
具体地，通过上述步骤判断是否满足设计要求，迭代结束条件为判断控制量精度是否满足设计要求，即：
Figure BDA0002746096760000131
其中tj_lmt、ψc_lmt、
Figure BDA0002746096760000132
为根据任务需求决定的迭代退出门限值，若满足精度要求则退出迭代，输出制导程序角指令，若不满足则继续计算。
步骤S305，偏导矩阵计算。
步骤S306，控制量更新。
步骤S307，输出制导指令。
在不满足退出条件计算偏导矩阵、更新控制量。
其中，控制量更新计算公式如下所示：
Figure BDA0002746096760000133
其中，Hk_n、θk_n、Ik_n、Vk_n为单步迭代过程中计算得到的关机点高程、速度倾角、轨道倾角和轨道速度，Hz、θz、Iz、Vz为由发射任务决定的目标轨道高程、速度倾角、轨道倾角和轨道速度。
偏导矩阵计算公式如下所示：
Figure BDA0002746096760000134
Figure BDA0002746096760000141
本发明的实施例还提供了一种存储介质，该存储介质中存储有计算机程序，其中，该计算机程序被设置为运行时执行上述任一项方法实施例中的步骤。
可选地，在本实施例中，上述存储介质可以被设置为存储用于执行以下步骤的计算机程序：
S1，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
S2，通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
S3，根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
S4，根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
可选地，在本实施例中，上述存储介质可以包括但不限于：U盘、只读存储器(Read-Only Memory，简称为ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，简称为RAM)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储计算机程序的介质。
本发明的实施例还提供了一种电子装置，包括存储器和处理器，该存储器中存储有计算机程序，该处理器被设置为运行计算机程序以执行上述任一项方法实施例中的步骤。
可选地，上述电子装置还可以包括传输设备以及输入输出设备，其中，该传输设备和上述处理器连接，该输入输出设备和上述处理器连接。
可选地，在本实施例中，上述处理器可以被设置为通过计算机程序执行以下步骤：
S1，根据目标轨道参数确定对所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
S2，通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
S3，根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
S4，根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令。
可选地，本实施例中的具体示例可以参考上述实施例及可选实施方式中所描述的示例，本实施例在此不再赘述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种固体运载火箭制导方法，其特征在于，包括：
根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令；
在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，对所述控制量参数进行更新。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数之后还包括：
计算所述固体运载火箭的发射点参数，其中，所述发射点参数包括：发射点地理位置、发射点地球半径、发射惯性系分量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息包括：
通过积分计算得到所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度；
根据所述第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，通过积分计算获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数之后，还包括：
通过应用牛顿迭代法更新所述控制量参数。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角之后，还包括：
根据所述俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角，对所述固体运载火箭的发动机在所述关机时刻的轨道高程、所述轨道速度、所述速度倾角和所述轨道倾角进行控制。
6.一种固体运载火箭制导装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，用于根据关机时刻的目标轨道参数确定所述固体运载火箭的控制量参数，其中，所述控制量参数包括俯仰程序角矩形波的幅值、俯仰程序角矩形波的偏置量、发动机点火时间、偏航程序角，所述关机时刻的目标轨道参数包括关机时刻轨道高程、轨道速度、速度倾角和轨道倾角；
获取模块，用于通过所述固体运载火箭的发动机在点火时刻的第一发射惯性系速度、第一位置以及第一引力加速度，获取所述发动机在关机时刻的第二发射惯性系速度、第二位置信息；
第二确定模块，用于根据所述第二发射惯性系速度和所述第二位置信息，确定所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数；
生成模块，用于根据所述固体运载火箭在耗尽关机入轨时的目标轨道参数，在所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的更新结果满足预设门限阈值的情况下，生成俯仰程序角的制导指令；
更新模块，用于
在判断所述控制量参数中的俯仰程序角矩形波的幅值、所述俯仰程序角矩形波的偏置量、所述发动机点火时间、所述偏航程序角的迭代数值不满足预设门限阈值的情况下，对所述控制量参数进行更新。
7.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行权利要求1至5任一项中所述的方法。
8.一种电子装置，包括存储器和处理器，其特征在于，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行计算机程序以执行权利要求1至5任一项中所述的方法。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112902768B (zh) * 2021-03-18 2022-09-09 星河动力(北京)空间科技有限公司 运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质
CN114476133B (zh) * 2022-01-14 2023-12-01 北京航天自动控制研究所 一种在线目标轨道规划方法、设备、存储介质
CN115268276B (zh) * 2022-09-26 2023-02-03 北京航天自动控制研究所 一种基于梯度下降的制导参数在线修正方法及系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105501467A (zh) * 2015-12-11 2016-04-20 周沁心 一种基于零射程线的运载火箭耗尽关机控制方法
CN109539903A (zh) * 2018-10-31 2019-03-29 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法
CN110979737A (zh) * 2019-10-29 2020-04-10 北京星际荣耀空间科技有限公司 确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭
CN111142458A (zh) * 2019-12-05 2020-05-12 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种固体运载火箭发动机耗尽判别方法、装置及设备
CN111368369A (zh) * 2020-02-28 2020-07-03 北京航空航天大学 运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7851732B2 (en) * 2006-03-07 2010-12-14 Raytheon Company System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105501467A (zh) * 2015-12-11 2016-04-20 周沁心 一种基于零射程线的运载火箭耗尽关机控制方法
CN109539903A (zh) * 2018-10-31 2019-03-29 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体运载火箭椭圆转移轨道迭代制导控制方法
CN110979737A (zh) * 2019-10-29 2020-04-10 北京星际荣耀空间科技有限公司 确定运载火箭关机时机的方法、装置及运载火箭
CN111142458A (zh) * 2019-12-05 2020-05-12 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种固体运载火箭发动机耗尽判别方法、装置及设备
CN111368369A (zh) * 2020-02-28 2020-07-03 北京航空航天大学 运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备

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