CN114034215A - 一种火箭的导引方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火箭的导引方法和装置，包括以下步骤：获取火箭当前级主动段的推力速度；根据推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，增量速度为火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，能量管理导引角为火箭当前推力与增量速度的夹角；根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，其中，增量速度夹角为火箭的当前速度与增量速度的夹角；根据当前规划攻角，导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。
Description
技术领域
本申请涉及火箭导引控制的技术领域，尤其涉及一种火箭的导引方法和装置。
背景技术
多级火箭是由数级火箭组合而成的运载工具。每一级都装有发动机与燃料，目的是为了提高火箭的连续飞行能力与最终速度。从尾部最初一级开始，每级火箭燃料用完后自动脱落，同时下一级火箭发动机开始工作，使飞行器继续加速前进。
火箭由于固体发动机的推力偏差和单位时间推进剂消耗量(或称秒耗量)偏差较大，仅采用摄动制导控制，固体发动机耗尽关机时，关机点的位置速度相对标称弹道存在较大偏差，对制导方法误差也有一定影响。
发明内容
鉴于上述技术问题，本发明的一种火箭的导引方法和装置，以减小固体发动机耗尽关机时，关机点的位置速度相对标称弹道的偏差。
本发明实施例提供了以下方案：
第一方面，本发明实施例提供了一种火箭的导引方法，包括以下步骤：
获取火箭当前级主动段的推力速度；
根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角；
根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角；
根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
在一种可选的实施例中，所述根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，包括：
获取所述火箭的重力加速度和当前增量速度，其中，所述当前增量速度为所述火箭由当前位置飞行至所述当前级主动段结束位置的增量速度；
根据所述重力加速度和所述当前增量速度，获得当前推力速度；
根据所述当前增量速度和所述当前推力速度，获得所述能量管理导引角。
在一种可选的实施例中，所述根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，包括：
根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得第一初始攻角；
判断所述第一初始攻角是否在所述第一攻角限值内；其中，所述第一攻角限值为所述火箭在所述当前级主动段飞行的攻角限值；
若是，则将所述第一初始攻角，确定为所述当前规划攻角；
若否，则根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角；其中，所述被动段飞行时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述目标位置的无动力飞行时长。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长包括起始被动段时长；所述根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角，包括：
获取所述火箭在所述上级燃料耗尽位置的第一飞行速度；
根据所述第一飞行速度，获得所述起始被动段时长，其中，所述起始被动段时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述当前级主动段起始位置的时长；
根据所述起始被动段时长调节所述增量速度夹角，获得第一调节结果；
根据所述第一调节结果和能量管理导引角，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长还包括结束被动段时长；所述根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角，还包括：
获取所述火箭在所述当前级主动段终点位置的第二飞行速度；
根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，其中，所述结束被动段时长为所述火箭由所述当前级主动段结束位置飞行至所述目标位置的时长；
根据所述结束被动段时长调节所述能量管理导引角，获得第二调节结果；
根据所述第一调节结果和第二调节结果，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述根据所述第一飞行速度，获得起始被动段时长，包括：
获取第一预设速度和预设起始时长；
根据所述第一预设速度与所述预设起始时长的第一对应关系，获得第一修正差值表；
根据所述第一飞行速度的当前速值查询所述第一修正差值表，获得第一查询结果；
根据所述第一查询结果，确认所述起始被动段时长；
所述根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，包括：
获取第二预设速度和预设结束时长；
根据所述第二预设速度和所述预设结束时长的第二对应关系，获得第二修正差值表；
根据所述第二飞行速度的当前速值查询所述第二修正差值表，获得第二查询结果；
根据所述第二查询结果，确认所述结束被动段时长。
在一种可选的实施例中，所述根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，包括：
实时获取所述火箭在上级燃料耗尽后的当前飞行速度；
根据标称理论时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得第二初始攻角，其中，所述标称理论时长为所述火箭在当前级标称弹道中的无动力飞行时长；
判断所述第二初始攻角是否在所述第二攻角限值内；
若是，则将所述第二初始攻角确定为所述当前规划攻角；
若否，则根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角，包括：
根据当前飞行速度，获得当前被动时长；其中，所述当前被动时长为以所述当前飞行速度的当前位置至所述目标位置的无动力飞行时长；
根据所述当前被动时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得所述火箭在所述当前级主动段的起始速度和结束速度；
根据所述起始速度和所述结束速度，获得当前能量管理导引角和当前增量速度夹角；
根据当前能量管理导引角和当前增量速度夹角更新所述第二初始攻角，获得当前更新结果；
若所述当前更新结果在所述第二攻角限值内，则将所述当前更新结果确定为所述当前规划攻角；
若所述当前更新结果不在所述第二攻角限值内，则将继续根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，直至获得所述当前更新结果在所述第二攻角限值内。
在一种可选的实施例中，所述增量速度为基于Lambert导引获得。
第二方面，本发明实施例还提供了一种火箭的导引装置，包括：
获取模块，用于获取火箭当前级主动段的推力速度；
第一获得模块，用于根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角；
第二获得模块，用于根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角；
导引模块，用于根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
所述第一获得模块，包括：
第一获取子模块，用于获取所述火箭的重力加速度和当前增量速度，其中，所述当前增量速度为所述火箭由当前位置飞行至所述当前级主动段结束位置的增量速度；
第一获得子模块，用于根据所述重力加速度和所述当前增量速度，获得当前推力速度；
第二获得子模块，用于根据所述当前增量速度和所述当前推力速度，获得所述能量管理导引角。
在一种可选的实施例中，所述第二获得模块，包括：
第三获得子模块，用于根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得第一初始攻角；
第一判断子模块，用于判断所述第一初始攻角是否在所述第一攻角限值内；其中，所述第一攻角限值为所述火箭在所述当前级主动段飞行的攻角限值；
第一确定子模块，用于所述第一初始攻角在所述第一攻角限值内时，则将所述第一初始攻角，确定为所述当前规划攻角；
第四获得子模块，用于所述第一初始攻角不在所述第一攻角限值内时，则根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角；其中，所述被动段飞行时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述目标位置的无动力飞行时长。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长包括起始被动段时长；所述第四获得子模块，包括：
第一获取单元，用于获取所述火箭在所述上级燃料耗尽位置的第一飞行速度；
第一获得单元，用于根据所述第一飞行速度，获得所述起始被动段时长，其中，所述起始被动段时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述当前级主动段起始位置的时长；
第二获得单元，用于根据所述起始被动段时长调节所述增量速度夹角，获得第一调节结果；
第三获得单元，用于根据所述第一调节结果和能量管理导引角，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长还包括结束被动段时长；所述第四获得子模块，还包括：
第二获取单元，用于获取所述火箭在所述当前级主动段终点位置的第二飞行速度；
第四获得单元，用于根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，其中，所述结束被动段时长为所述火箭由所述当前级主动段结束位置飞行至所述目标位置的时长；
第五获得单元，用于根据所述结束被动段时长调节所述能量管理导引角，获得第二调节结果；
第六获得单元，用于根据所述第一调节结果和第二调节结果，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述第一获得单元，包括：
第一获取子单元，用于获取第一预设速度和预设起始时长；
第一获得子单元，用于根据所述第一预设速度与所述预设起始时长的第一对应关系，获得第一修正差值表；
第二获得子单元，用于根据所述第一飞行速度的当前速值查询所述第一修正差值表，获得第一查询结果；
第一确认子单元，用于根据所述第一查询结果，确认所述起始被动段时长；
所述第四获得单元，包括：
第二获取子单元，用于获取第二预设速度和预设结束时长；
第三获得子单元，用于根据所述第二预设速度和所述预设结束时长的第二对应关系，获得第二修正差值表；
第四获得子单元，用于根据所述第二飞行速度的当前速值查询所述第二修正差值表，获得第二查询结果；
第二确认子单元，用于根据所述第二查询结果，确认所述结束被动段时长。
在一种可选的实施例中，所述第二获得模块，包括：
第二获取子模块，用于实时获取所述火箭在上级燃料耗尽后的当前飞行速度；
第五获得子模块，用于根据标称理论时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得第二初始攻角，其中，所述标称理论时长为所述火箭在当前级标称弹道中的无动力飞行时长；
第二判断子模块，用于判断所述第二初始攻角是否在所述第二攻角限值内；
第二确定子模块，用于所述第二初始攻角在所述第二攻角限值内时，则将所述第二初始攻角确定为所述当前规划攻角；
第六获得子模块，用于所述第二初始攻角不在所述第二攻角限值内时，则根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述第六获得子模块，包括：
第七获得单元，用于根据当前飞行速度，获得当前被动时长；其中，所述当前被动时长为以所述当前飞行速度的当前位置至所述目标位置的无动力飞行时长；
第八获得单元，用于根据所述当前被动时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得所述火箭在所述当前级主动段的起始速度和结束速度；
第九获得单元，用于根据所述起始速度和所述结束速度，获得当前能量管理导引角和当前增量速度夹角；
第十获得单元，用于根据当前能量管理导引角和当前增量速度夹角更新所述第二初始攻角，获得当前更新结果；
确定单元，用于所述当前更新结果在所述第二攻角限值内时，则将所述当前更新结果确定为所述当前规划攻角；
更新单元，用于所述当前更新结果不在所述第二攻角限值内时，则将继续根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，直至获得所述当前更新结果在所述第二攻角限值内。
本发明提供的一种火箭的导引方法和装置与现有技术相比，具有以下优点：
本发明的火箭导引方法通过推力速度和增量速度获得能量管理导引，再通过能量管理导引角和增量速度夹角获得当前规划攻角，以导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，减小关机点的位置速度相对标称弹道的偏差，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。
附图说明
为了更清楚地说明本说明书实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本说明书的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的Lambert导引的原理图；
图2为本发明实施例提供的一种火箭的导引方法的流程图；
图3为本发明实施例提供的火箭飞行弹道示意图；
图4为本发明实施例提供的能量管理导引角的示意图；
图5为本发明实施例提供的一种火箭的导引装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明实施例保护的范围。
火箭发动机包括固体火箭发动机和液体火箭发动机，由于液体火箭发动机的结构特点，可随时停机，进行多次启动。因此，对液体火箭发动机的导引可以通过基于Lambert(兰伯特)求解，Lambert问题是已知火箭(或称运载器)的初始位置、飞行时间和目标位置，求解满足以上约束的初始需用速度
如图1所示，Lambert导引则是已知火箭的当前速度
，实时求解Lambert问题，求解满足约束所需的增量速度
，其中，
液体火箭发动机可以多次启动，调节推力方向保持加速方向与
一致，直到
时，即
与
相等时，关闭液体火箭发动机。但是，固体火箭发动机是通过药柱燃烧产生推进力，点火后不具备随时停机的能力，因此，造成固体火箭发动机不能直接通过Lambert导引。
本发明实施例将以Lambert导引获取增量速度为例，具体阐述火箭如何以Lambert导引和主动段飞行能量管理相结合进行规划达到目标位置，以减小固体发动机耗尽关机时，关机点的位置速度相对标称弹道的偏差。
请参阅图2，图2为本发明实施例提供的一种火箭的导引方法的流程图，包括以下步骤：
S21、获取火箭当前级主动段的推力速度。
具体的，火箭在飞行时包括主动段和被动段，主动段为火箭在固体发动机助推下动力飞行的弹道段，被动段为无动力飞行的弹道段。多级火箭的每一级为一单独的固体发动机，当前级主动段的推力速度即为对应该级固体发动机的速度增加能力，当前级主动段的推力速度可以根据该级固体发动机装药量确定。获取当前级主动段的推力速度后进入步骤S22。
S22、根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角。
具体的，请参阅图3，位置P0为火箭的目标位置，火箭飞行规划的标称弹道为U0，由于固体发动机装药量和飞行过程中其他的因素干扰，可能造成偏离标称弹道U0，实际飞行按照弹道U1或U2飞行，以在弹道U1飞行为例，位置P1为上级主动段燃料耗尽的位置，位置P1已知火箭的当前速度
，位置P0是已知的目标位置，因此，可以基于Lambert导引获得增量速度。
能量管理导引角为火箭当前推力与增量速度的夹角，请参阅图4，以一段圆弧表示推力速度Δvcap，设该圆弧的圆半径为r，圆心角为2θn，弦长代表Lambert导引中计算的增量速度
。火箭当前推力
与圆弧相切，其与
的夹角即为θn，由圆心作弦长的垂线，该垂线同样也中分弦长和圆心角。
由几何关系可知：Δvcap＝2θnr，|Δvneed|＝2rsinθn
两式相除得到超越方程：
其中，推力速度Δvcap和增量速度
是已知的，通过黄金分割法可解上式超越方程，进而获得能量管理导引角θn。
具体应用时，火箭在当前级主动段连续加速时，重力加速度的作用累积也会改变火箭的位置速度。火箭当前所需的增量速度与固体发动机能够提供的加速能力相差不大时，能量管理导引下火箭往往会早于耗尽时刻就达到需用速度，失去能量管理的意义，仿真效果不佳。
在一种具体的实施方式中，根据推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，包括：
获取火箭的重力加速度和当前增量速度，其中，当前增量速度为火箭由当前位置飞行至当前级主动段结束位置的增量速度；根据重力加速度和当前增量速度，获得当前推力速度；根据当前增量速度和当前推力速度，获得能量管理导引角。
具体的，火箭在主动段飞行的过程中，可以基于Lambert导引，实时获取火箭在当前位置的当前增量速度，以实时获得当前推力速度，当前推力速度为火箭在当前位置剩余的助推能力，即为火箭剩余主动段真正具备的加速能力，在此基础上更精细地考虑连续推力过程对能量管理的影响，使获得的能量管理导引角更精准。获得能量管理导引角后进入步骤S23。
S23、根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角。
具体的，请继续参阅图1，当前速度
和增量速度
是已知的，因此，增量速度夹角
可以通过Lambert导引获得。当前规划攻角为火箭在当前位置时，当前速度在纵向对称面上的投影与火箭纵轴之间的夹角，根据火箭的头部状态，抬头为正，低头为负，即在弹道U1中飞行时，欲达到目标位置，当前规划攻角为正值；在弹道U2中飞行时，欲达到目标位置，当前规划攻角为负值。在增量速度
与推力速度Δvcap都确定的情况下，火箭在能量管理期间当前规划攻角的变化也是确定的，能量管理开始时刻和结束时刻对应的当前规划攻角分别是最大和最小的，因此可以计算的当前规划攻角αn的变化范围为：
在具体应用时，火箭飞行方向若直接根据当前规划攻角进行飞行姿态调整，可能存在攻角的调整幅度过大造成危险。
在一种具体的实施方式中，根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，包括：
根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得第一初始攻角；判断第一初始攻角是否在第一攻角限值内；其中，第一攻角限值为火箭在当前级主动段飞行的攻角限值；若是，则将第一初始攻角，确定为当前规划攻角；若否，则根据火箭的被动段飞行时长更新第一初始攻角，获得当前规划攻角；其中，被动段飞行时长为火箭由上级燃料耗尽位置飞行至目标位置的无动力飞行时长。
具体的，第一初始攻角根据火箭当前位置的增量速度夹角和能量管理导引角获得，第一攻角限值可以根据火箭的实际吨位或型号设定，以合理控制火箭飞行过程中的姿态调整。被动段飞行时长是火箭由上级燃料耗尽位置飞行至目标位置的无动力飞行时长，请继续参阅图3，以三级火箭为例，火箭在P1为二级能量耗尽的位置，P2为三级点火的位置，P3为三级能量耗尽的位置，P4为目标位置，P2至P3为三级主动段的飞行弹道，被动段飞行时长包括火箭由P1至P2飞行的二三级被动段时长，和由P3至P0飞行的三级被动段时长。火箭三级点火时刻不同，对应的二三级被动段时长和三级被动段时长会跟随变化。因此，根据被动段飞行时长，更新当前规划攻角，可以根据调整二三级被动段时长和三级被动段时长，对应调整当前规划攻角，调整后的当前规划攻角在第一攻角限值内，控制火箭以安全的调整姿态进行飞行，消除调整幅度过大造成危险。
在一种具体的实施方式中，被动段飞行时长包括起始被动段时长；根据火箭的被动段飞行时长更新第一初始攻角，获得当前规划攻角，包括：
获取火箭在上级燃料耗尽位置的第一飞行速度；根据第一飞行速度，获得起始被动段时长，其中，起始被动段时长为火箭由上级燃料耗尽位置飞行至当前级主动段起始位置的时长；根据起始被动段时长调节增量速度夹角，获得第一调节结果；根据第一调节结果和能量管理导引角，获得当前规划攻角。
具体的，继续参阅图3，以三级火箭为例，起始被动段时长为位置P1至P2的飞行时长，增量速度夹角
对应位置P1的当前速度
和增量速度
的夹角，增量速度夹角
由位置P2的速度、目标位置P0、P2至P0总飞行时间决定，可以规划的位置P2的速度，对应调整增量速度夹角，位置P2的速度可以通过规划起始被动段时长控制，在弹道U1中飞行，当前规划攻角为增量速度夹角
与能量管理导引角θn的和值决定，因此，调整起始被动段时长即可对应调整当前规划攻角。
在一种具体的实施方式中，被动段飞行时长还包括结束被动段时长；根据火箭的被动段飞行时长更新第一初始攻角，获得当前规划攻角，还包括：获取火箭在当前级主动段终点位置的第二飞行速度；根据第二飞行速度，获得结束被动段时长，其中，结束被动段时长为火箭由当前级主动段结束位置飞行至目标位置的时长；根据结束被动段时长调节能量管理导引角，获得第二调节结果；根据第一调节结果和第二调节结果，获得当前规划攻角。
具体的，能量管理导引角θn由固体发动机的推力速度Δvcap和增量速度
决定，能量管理导引角θn可以通过调整结束被动段时长对应调整，同理，在弹道U1中飞行，当前规划攻角为增量速度夹角
与能量管理导引角θn的和值决定，因此，调整结束被动段时长即可对应调整当前规划攻角。
需要说明的是，以第一攻角限值取30°为例，即：
当增量速度夹角
的绝对值越小，能量管理导引角θn可以调节的范围越大，最大不大于30°，
在θn≥0时单调递减的，因此增量速度
与推力速度Δvcap的大小越接近，能量管理导引角θn越小。
极限情况下，
通过推力速Δvcap的大小可以反推增量速度
的取值范围：
在一种具体实施方式中，根据第一飞行速度，获得起始被动段时长，包括：获取第一预设速度和预设起始时长；根据第一预设速度与预设起始时长的第一对应关系，获得第一修正差值表；根据第一飞行速度的当前速值查询第一修正差值表，获得第一查询结果；根据第一查询结果，确认起始被动段时长；根据第二飞行速度，获得结束被动段时长，包括：获取第二预设速度和预设结束时长；根据第二预设速度与预设结束时长的第二对应关系，获得第二修正差值表；根据第二飞行速度的当前速值查询第二修正差值表，获得第二查询结果；根据第二查询结果，确认结束被动段时长。
具体的，火箭点火后要达到目标位置，可以在地面即计算出第一预设速度对应的预设起始时长，第二预设速度对应的预设结束时长，建立第一修正差值表和第二修正差值表，当然，也可以建立一统计差值表。火箭点火后，在上级主动段燃料耗尽后，根据第一飞行速度的当前速值直接查询第一修正差值表，即可快速获得起始被动段时长，同理，也可快速获得结束被动段时长，以减少火箭在弹道中实时制导的计算量。确定起始被动段时长和结束被动段时长后，即可规划处当前规划攻角，可以理解，第一修正差值表和第二修正差值表对当前速值划分区间越密集，得到的被动段时长越精准。
当然，也可采用另一方式进行实时规划制导，在一种可选的实施例中，根据能量管理导引角和增量速度夹角，获得火箭的当前规划攻角，包括：实时获取火箭在上级燃料耗尽后的当前飞行速度；根据标称理论时长、推力速度和当前飞行速度，获得第二初始攻角，其中，标称理论时长为火箭在当前级标称弹道中的无动力飞行时长；判断第二初始攻角是否在第二攻角限值内；若是，则将第二初始攻角确定为当前规划攻角；若否，则根据当前飞行速度更新第二初始攻角，获得当前规划攻角。
具体的，火箭在上级燃料耗尽后，实时获取当前飞行速度。以三级火箭为例，标称理论时长可以包括二三级被动段时长和三级被动段时长，目标位置和推力速度是确定的，因而可以通过当前飞行速度获得初始规划攻角，由于火箭的实际飞行弹道与当前级标称弹道可能存在偏差，通过标称理论时长计算的初始规划攻角可能大于第二攻角限值，造成可能存在攻角的调整幅度过大造成危险。根据标称理论时长、推力速度和当前飞行速度，获得第二初始攻角，是基于标称理论时长进行调整，计算出的第二初始攻角在第二攻角限值内，再导引火箭达到目标位置，以实现火箭点火后实时获取当前飞行速度，进行精准制导。
在一种具体实施方式中，根据当前飞行速度更新第二初始攻角，获得当前规划攻角，包括：根据当前飞行速度，获得当前被动时长；其中，当前被动时长为以当前飞行速度的当前位置至目标位置的无动力飞行时长；根据当前被动时长、推力速度和当前飞行速度，获得火箭在当前级主动段的起始速度和结束速度；根据起始速度和结束速度，获得当前能量管理导引角和当前增量速度夹角；根据当前能量管理导引角和当前增量速度夹角更新第二初始攻角，获得当前更新结果；若当前更新结果在第二攻角限值内，则将当前更新结果确定为当前规划攻角；若当前更新结果不在第二攻角限值内，则将继续根据当前飞行速度更新第二初始攻角，直至获得当前更新结果在第二攻角限值内。
具体的，火箭在上级燃料耗尽后，由于没有燃料作为动力助推，当前飞行速度会逐步衰减，若当前飞行速度过大，计算的第二初始攻角不在第二攻角限值内，随着当前飞行速度逐步减少，在减小过程中按照上述方式进行迭代计算，可以获得在第二攻角限值内的第二初始攻角更新结果，根据更新结果即可确定为当前规划攻角。获得获取的当前规划攻角后进入步骤S24。
S24、根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
具体的，导引火箭达到所述目标位置，可以在上级燃料耗尽后计算出当前规划攻角，当前级主动段的点火位置点火后，根据当前规划攻角导引达到目标位置，可以理解，导引过程中当前推力速度是实时变化的，所以将实时计算当前规划攻角导引火箭达到目标位置。
第二方面，本发明实施例还提供了一种火箭的导引装置，请参阅图5，包括：
获取模块501，用于获取火箭当前级主动段的推力速度；
第一获得模块502，用于根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角；
第二获得模块503，用于根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角；
导引模块504，用于根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
所述第一获得模块，包括：
第一获取子模块，用于获取所述火箭的重力加速度和当前增量速度，其中，所述当前增量速度为所述火箭由当前位置飞行至所述当前级主动段结束位置的增量速度；
第一获得子模块，用于根据所述重力加速度和所述当前增量速度，获得当前推力速度；
第二获得子模块，用于根据所述当前增量速度和所述当前推力速度，获得所述能量管理导引角。
在一种可选的实施例中，所述第二获得模块，包括：
第三获得子模块，用于根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得第一初始攻角；
第一判断子模块，用于判断所述第一初始攻角是否在所述第一攻角限值内；其中，所述第一攻角限值为所述火箭在所述当前级主动段飞行的攻角限值；
第一确定子模块，用于所述第一初始攻角在所述第一攻角限值内时，则将所述第一初始攻角，确定为所述当前规划攻角；
第四获得子模块，用于所述第一初始攻角不在所述第一攻角限值内时，则根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角；其中，所述被动段飞行时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述目标位置的无动力飞行时长。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长包括起始被动段时长；所述第四获得子模块，包括：
第一获取单元，用于获取所述火箭在所述上级燃料耗尽位置的第一飞行速度；
第一获得单元，用于根据所述第一飞行速度，获得所述起始被动段时长，其中，所述起始被动段时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述当前级主动段起始位置的时长；
第二获得单元，用于根据所述起始被动段时长调节所述增量速度夹角，获得第一调节结果；
第三获得单元，用于根据所述第一调节结果和能量管理导引角，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述被动段飞行时长还包括结束被动段时长；所述第四获得子模块，还包括：
第二获取单元，用于获取所述火箭在所述当前级主动段终点位置的第二飞行速度；
第四获得单元，用于根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，其中，所述结束被动段时长为所述火箭由所述当前级主动段结束位置飞行至所述目标位置的时长；
第五获得单元，用于根据所述结束被动段时长调节所述能量管理导引角，获得第二调节结果；
第六获得单元，用于根据所述第一调节结果和第二调节结果，获得所述当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述第一获得单元，包括：
第一获取子单元，用于获取第一预设速度和预设起始时长；
第一获得子单元，用于根据所述第一预设速度与所述预设起始时长的第一对应关系，获得第一修正差值表；
第二获得子单元，用于根据所述第一飞行速度的当前速值查询所述第一修正差值表，获得第一查询结果；
第一确认子单元，用于根据所述第一查询结果，确认所述起始被动段时长；
所述第四获得单元，包括：
第二获取子单元，用于获取第二预设速度和预设结束时长；
第三获得子单元，用于根据所述第二预设速度和所述预设结束时长的第二对应关系，获得第二修正差值表；
第四获得子单元，用于根据所述第二飞行速度的当前速值查询所述第二修正差值表，获得第二查询结果；
第二确认子单元，用于根据所述第二查询结果，确认所述结束被动段时长。
在一种可选的实施例中，所述第二获得模块，包括：
第二获取子模块，用于实时获取所述火箭在上级燃料耗尽后的当前飞行速度；
第五获得子模块，用于根据标称理论时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得第二初始攻角，其中，所述标称理论时长为所述火箭在当前级标称弹道中的无动力飞行时长；
第二判断子模块，用于判断所述第二初始攻角是否在所述第二攻角限值内；
第二确定子模块，用于所述第二初始攻角在所述第二攻角限值内时，则将所述第二初始攻角确定为所述当前规划攻角；
第六获得子模块，用于所述第二初始攻角不在所述第二攻角限值内时，则根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角。
在一种可选的实施例中，所述第六获得子模块，包括：
第七获得单元，用于根据当前飞行速度，获得当前被动时长；其中，所述当前被动时长为以所述当前飞行速度的当前位置至所述目标位置的无动力飞行时长；
第八获得单元，用于根据所述当前被动时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得所述火箭在所述当前级主动段的起始速度和结束速度；
第九获得单元，用于根据所述起始速度和所述结束速度，获得当前能量管理导引角和当前增量速度夹角；
第十获得单元，用于根据当前能量管理导引角和当前增量速度夹角更新所述第二初始攻角，获得当前更新结果；
确定单元，用于所述当前更新结果在所述第二攻角限值内时，则将所述当前更新结果确定为所述当前规划攻角；
更新单元，用于所述当前更新结果不在所述第二攻角限值内时，则将继续根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，直至获得所述当前更新结果在所述第二攻角限值内。
本发明实施例中提供的技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
通过推力速度和增量速度获得能量管理导引，再通过能量管理导引角和增量速度夹角获得当前规划攻角，以导引火箭达到目标位置。在导引过程中对火箭主动段飞行的能量进行管理，在给定的飞行段结束时位置的约束下，根据需用速度和飞行时间规划火箭的当前规划攻角，耗散多余能量，减小关机点的位置速度相对标称弹道的偏差，进而减少该偏差对后续飞行弹道的影响。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明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，本发明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。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、装置(模块、系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述。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、嵌入式计算机或者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。
尽管已描述了本发明的优选实施例，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发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。
Claims (10)
1.一种火箭的导引方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取火箭当前级主动段的推力速度；
根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角；
根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角；
根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
2.根据权利要求1所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，包括：
获取所述火箭的重力加速度和当前增量速度，其中，所述当前增量速度为所述火箭由当前位置飞行至所述当前级主动段结束位置的增量速度；
根据所述重力加速度和所述当前增量速度，获得当前推力速度；
根据所述当前增量速度和所述当前推力速度，获得所述能量管理导引角。
3.根据权利要求1所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，包括：
根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得第一初始攻角；
判断所述第一初始攻角是否在所述第一攻角限值内；其中，所述第一攻角限值为所述火箭在所述当前级主动段飞行的攻角限值；
若是，则将所述第一初始攻角，确定为所述当前规划攻角；
若否，则根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角；其中，所述被动段飞行时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述目标位置的无动力飞行时长。
4.根据权利要求3所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述被动段飞行时长包括起始被动段时长；所述根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角，包括：
获取所述火箭在所述上级燃料耗尽位置的第一飞行速度；
根据所述第一飞行速度，获得所述起始被动段时长，其中，所述起始被动段时长为所述火箭由上级燃料耗尽位置飞行至所述当前级主动段起始位置的时长；
根据所述起始被动段时长调节所述增量速度夹角，获得第一调节结果；
根据所述第一调节结果和能量管理导引角，获得所述当前规划攻角。
5.根据权利要求4所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述被动段飞行时长还包括结束被动段时长；所述根据所述火箭的被动段飞行时长更新所述第一初始攻角，获得所述当前规划攻角，还包括：
获取所述火箭在所述当前级主动段终点位置的第二飞行速度；
根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，其中，所述结束被动段时长为所述火箭由所述当前级主动段结束位置飞行至所述目标位置的时长；
根据所述结束被动段时长调节所述能量管理导引角，获得第二调节结果；
根据所述第一调节结果和第二调节结果，获得所述当前规划攻角。
6.根据权利要求5所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述根据所述第一飞行速度，获得起始被动段时长，包括：
获取第一预设速度和预设起始时长；
根据所述第一预设速度与所述预设起始时长的第一对应关系，获得第一修正差值表；
根据所述第一飞行速度的当前速值查询所述第一修正差值表，获得第一查询结果；
根据所述第一查询结果，确认所述起始被动段时长；
所述根据所述第二飞行速度，获得结束被动段时长，包括：
获取第二预设速度和预设结束时长；
根据所述第二预设速度和所述预设结束时长的第二对应关系，获得第二修正差值表；
根据所述第二飞行速度的当前速值查询所述第二修正差值表，获得第二查询结果；
根据所述第二查询结果，确认所述结束被动段时长。
7.根据权利要求1所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，包括：
实时获取所述火箭在上级燃料耗尽后的当前飞行速度；
根据标称理论时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得第二初始攻角，其中，所述标称理论时长为所述火箭在当前级标称弹道中的无动力飞行时长；
判断所述第二初始攻角是否在所述第二攻角限值内；
若是，则将所述第二初始攻角确定为所述当前规划攻角；
若否，则根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角。
8.根据权利要求7所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，获得当前规划攻角，包括：
根据当前飞行速度，获得当前被动时长；其中，所述当前被动时长为以所述当前飞行速度的当前位置至所述目标位置的无动力飞行时长；
根据所述当前被动时长、所述推力速度和所述当前飞行速度，获得所述火箭在所述当前级主动段的起始速度和结束速度；
根据所述起始速度和所述结束速度，获得当前能量管理导引角和当前增量速度夹角；
根据当前能量管理导引角和当前增量速度夹角更新所述第二初始攻角，获得当前更新结果；
若所述当前更新结果在所述第二攻角限值内，则将所述当前更新结果确定为所述当前规划攻角；
若所述当前更新结果不在所述第二攻角限值内，则将继续根据所述当前飞行速度更新所述第二初始攻角，直至获得所述当前更新结果在所述第二攻角限值内。
9.根据权利要求1所述的火箭的导引方法，其特征在于，所述增量速度为基于Lambert导引获得。
10.一种火箭的导引装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取火箭当前级主动段的推力速度；
第一获得模块，用于根据所述推力速度和增量速度，获得能量管理导引角，其中，所述增量速度为所述火箭在当前位置达到目标位置所需的速度，所述能量管理导引角为火箭当前推力与所述增量速度的夹角；
第二获得模块，用于根据所述能量管理导引角和增量速度夹角，获得所述火箭的当前规划攻角，其中，所述增量速度夹角为所述火箭的当前速度与所述增量速度的夹角；
导引模块，用于根据所述当前规划攻角，导引所述火箭达到所述目标位置。
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