CN113467497B - 一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法 - Google Patents

Abstract

一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，是一种多约束条件下投放的商业火箭运载平台制导控制方法。该方法通过动力飞行段结束时刻，对能量比参数和天向速度进行评估，天向速度超过预定值，压攻角进行纵向机动；能量比参数超过预计设定值，拉侧滑角进行横向机动消除多余能量。整个设计策略是保证在下限状态下无需机动，标称状态下需要进行适当机动，上限状态下进行较大机动，从而有效消除运载平台动力飞行段带来的制导偏差，使得运载平台经过能量管理机动飞行后飞行高度、速度、动压和姿态角一致性更强，为后面的投放飞行段需要同时满足商业火箭运载器投放时飞行高度、马赫数、动压和姿态角的要求进行投放，创造更好的条件。

Description

一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法

技术领域

本发明是一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，用于载荷投放需要同时满足高度、速度、动压和角度等在一定范围内的多约束条件下航天运载平台的能量管理机动飞行段制导设计，属于飞行器制导控制领域。

背景技术

某商业火箭运载器投放平台要求载荷投放高度满足大于35.5km，飞行马赫数在1.8-2.5范围之内，动压在1320-1620pa范围之内，俯仰姿态角在-20°-0°范围之内。为了有效的满足分离条件的要求，考虑到在火箭动力飞行段因发动机偏差、气动偏差和总体参数偏差的影响，如果不对动力飞行段后的制导残差进行能量管理修正，难以保证在大的制导偏差下满足分离窗口的要求。因此，有必要在动力飞行段后进行能量管理，在能量富余的时候进行相应的机动飞行，确保在大的制导偏差下都能满足商业火箭投放平台分离窗口的要求。

由于目前尚无针对多约束投放条件下进行能量管理的制导技术，传统的制导控制方法无法满足分离窗口的要求，而本发明提出的方法，动力飞行段结束后的能量系数超差，拉侧滑角进行横向机动消除多余能量，避免速度太大难以满足投放要求；天向速度超差，压攻角进行纵向机动消除富余能量，避免飞行过高难以满足投放要求。在动力飞行段结束后通过横向和纵向机动，可以有效保证在各种制导偏差下，在投放平台释放载荷的时候，飞行器高度、飞行马赫数、动压和俯仰姿态角度在机动结束时刻一致性更强，为后面的投放飞行段需要同时满足商业火箭运载器投放时飞行高度、马赫数、动压和姿态角的范围要求创造更好的条件，有效解决了多约束条件下载荷投放要求这一工程问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，根据商业火箭运载器投放平台为了同时满足载荷投放平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角都需要在某区域范围内的要求，在商业火箭运载器动力飞行段结束后进行能量管理机动飞行段，有效降低动力飞行段制导残差带来的影响，使得在能量管理机动飞行结束后相应的投放约束条件：飞行器高度、飞行马赫数、动压和俯仰姿态角度一致性更强在较小的范围偏差内，为接下来的载荷投放飞行段创造更好的投放条件，并能确保在各种干扰偏差弹道下都能满足约束条件投放载荷。

本发明的技术解决方案是：(与权利要求书一致)

本发明与现有技术相比的有益效果为：

(1)本发明的制导算法以实际工程目标为要求，通过理论手段和约束指标要求，能量管理机动分为压攻角的纵向机动和拉侧滑角的侧向机动，并进行限幅，确保不超过箭体机动能力。

(2)本发明针对载荷投放时刻需要满足的多约束条件，在动力飞行段结束后进行机动飞行段，使得在所有的各种干扰偏差下，在能量管理机动飞行段结束时刻，运载平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角可以控制在较小的区域内，为下一步的载荷投放飞行段创造更良好的条件，并确保所有的偏差弹道都能满足在约束条件下载荷释放。

附图说明

附图1是本发明实例提供的一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法的流程图。

具体实施方式

一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，在商业火箭动力飞行段结束后进行机动飞行段，根据纵向速度和能量比参数的情况分别进行纵向机动和横向机动，耗掉多余的能量，使得机动结束后，飞行器高度、飞行马赫数、动压和俯仰姿态角度等各约束条件值在较小范围内，为接下来的运载平台载荷投放段飞行创造良好的条件。

主要过程如下：

1)在动力段飞行结束时刻，记下当前时间(从点火后开始计算)t_1jjs，求取动力飞行段结束时刻发射系下Y向速度(天向速度)V_y和能量比参数v，其中：

式中，μ＝3.986004418e+14为地球引力参数，r为动力飞行段结束时刻地心距，v为动力飞行段结束时刻绝对速度标量。

2)进行能量管理判断，求取机动飞行的最大攻角和最大侧滑角：

当天向速度满足V_y＞V_menxian时，求取纵向机动最大攻角：

α_max＝k_α×(V_y-V_menxian)

其中，V_menxian为进行纵向机动的天向速度门限，k_α为设计参数；否则如果V_y≤V_menxian，α_max＝0。

并且，对纵向机动最大攻角进行限幅，如果当满足α_max＞α_menxian时，α_max＝α_menxian。其中，α_menxian为能量管理飞行段的最大飞行攻角。

当能量比参数满足v＞v_menxian时，进行横向机动，求取横向机动最大侧滑角：

β_max＝k_β×(v-v_menxian)

其中，v_menxian为进行横向机动的能量参数比门限，k_β为设计参数；否则如果v≤v_menxian，β_max＝0。

3)在一级动力结束飞行段进入能量管理机动飞行段，首先，求取能量管理机动飞行段期望的飞行攻角为：

α＝4×α_max×τ_t×(τ_t-1)

其中，

4)其次，求取发射系下速度倾角和速度偏角分别为：

其中，V_x、V_y、V_z为发射系下速度。

5)再次，求取需要补偿的俯仰程序角偏差和偏航程序角偏差Aψ，其分别为：

其中，为当前弹体俯仰姿态角，/>为当前发惯系到发射系转换矩阵。

6)最后，通过以下公式求取能量管理机动飞行段相应的俯仰程序角和偏航程序角ψ_cx，其俯仰程序角为：

偏航程序角，当(t-t_1jjs)≤T_hxjd时：

并且，对ψ_cx进行限幅，当满足ψ_cx-σ_vg＞β_menxian时，ψ_cx＝β_menxian+σ_vg；当满足ψ_cx-σ_vg＜-β_menxian时，ψ_cx＝-β_menxian+σ_vg；其中，β_menxian为能量管理飞行段的最大飞行侧滑角，T_hxjd为横向机动时间也即能量管理时间。

偏航程序角，当(t-t_1jjs)＞T_hxjd时：

ψ_cx＝σ_vg-Δψ

由此即实现了一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，在能量管理机动飞行段结束时刻，运载平台飞行高度、飞行马赫数、动压和姿态角可以控制在较小的区域内，为接下来的运载平台载荷投放创造了良好条件。

Claims (3)

1.一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，在动力段飞行结束时刻，记下当前时间t_1jjs，求取动力飞行段结束时刻发射系下Y向速度V_y和能量比参数v；进行能量管理判断，求取机动飞行的最大攻角和最大侧滑角；当天向速度满足V_y＞V_menxian时，求取纵向机动最大攻角：

α_max＝k_α×(V_y-V_menxian)

其中V_menxian为进行纵向机动的天向速度门限，k_α为设计参数；否则如果V_y≤V_menxian，α_max＝0；并且，对纵向机动最大攻角进行限幅；

当能量比参数满足v＞v_menxian时，进行横向机动，求取横向机动最大侧滑角：

β_max＝k_β×(v-v_menxian)

其中v_menxian为进行横向机动的能量参数比门限，k_β为设计参数；否则如果v≤v_menxian，β_max＝0；

实时求取能量管理机动飞行段相应的俯仰程序角和偏航程序角ψ_cx，其俯仰程序角为：

其中，θ_vg为实时求取的发射系下速度倾角，为实时求取的需要补偿的俯仰程序角偏差；

偏航程序角，当(t-t_1jjs)≤T_hxjd时：

其中，T_hxjd为横向机动时间也即能量管理时间；并且，对ψ_cx进行限幅，使得其最大侧滑角不超门限；

当(t-t_1jjs)＞T_hxjd时：

ψ_cx＝σ_vg-Δψ

其中，σ_vg为实时求取的发射系下速度偏角，Δψ为实时求取的需要补偿的偏航程序角偏差Δψ；

由此即实现了一种满足载荷投放点多约束条件下的能量管理制导方法，相应设计参数根据实际任务情况需要进行优化选取。

2.根据权利要求1所述的能量管理制导方法，其特征在于：根据纵向机动最大攻角α_max求取能量管理机动飞行段期望的飞行攻角为：

α＝4×α_max×τ_t×(τ_t-1)

其中，

3.根据权利要求1所述的能量管理制导方法，其特征在于：实时求取发射系下速度倾角θ_vg、速度偏角σ_vg；并按下述公式实时求取需要补偿的俯仰程序角偏差偏航程序角偏差Δψ，其分别为：

其中，为当前弹体俯仰姿态角，/>为当前发惯系到发射系转换矩阵。