CN117029585A - 一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法 - Google Patents

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CN117029585A CN202311014472.8A CN202311014472A CN117029585A CN 117029585 A CN117029585 A CN 117029585A CN 202311014472 A CN202311014472 A CN 202311014472A CN 117029585 A CN117029585 A CN 117029585A
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宋征宇
巩庆海
王聪
胡海峰
柴嘉薪
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Abstract

本发明公开了一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法。在闭环制导段，首先采用经典闭环制导计算当前控制周期预估的终端状态和闭环制导程序角变化规律；其次，根据任务需求的能力扩展段程序角控制策略，预测能力扩展段视速度增量与视位移增量；然后，计算不考虑能力扩展情况下的理想视速度增量和视位移增量，给出能力扩展导致的视速度增量偏差和视位移增量偏差，并将该偏差作为补偿量，修正闭环制导估计的终端状态量；最后，根据更新后的终端状态量给出本周期程序角指令，并在每个控制周期滚动执行上述方法，至闭环制导停止时刻结束。本发明使火箭的终端状态能够满足入轨精度的同时，通过能力扩展段实现对传统非制导类任务需求的控制。

Description

一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法
技术领域
本申请涉及运载火箭控制的技术领域，特别是一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法。
背景技术
基于最优控制原理推导的以迭代制导(Iterative Guidance Mode)、动力显示制导(Powered Explicit Guidance)为代表的闭环制导方法(Closed-Loop Guidance)是运载火箭主动段最广泛使用的制导方法，具有偏差适应性强、多轨道根数同时控制、制导精度高等特点。尽管如此，该方法仍存在一些适应性不足的问题：1)这些方法仅考虑质心运动，对传统上属于非制导类的终端约束，如入轨姿态约束等，并没有控制能力，需要增设其他分系统并利用其能力来满足这些约束，导致了火箭整体方案的复杂性和成本的增加；2)这些方法仅能控制关机时刻的速度和位置，在关机后存在发动机后效推力以及程序角偏差的情况下，有可能增大有效载荷入轨时刻的偏差，这类误差往往被归类为非制导方法误差而未受控制；3)这些方法仅适用于真空飞行段，对于大气层内飞行过程的剩余时间预估和制导程序角计算存在较大的偏差。
在闭环制导的工程应用中，为避免临近关机时刻迭代计算出现发散的情况，一般要提前停止闭环制导的控制，并维持最后一次闭环制导所确定的程序角至发动机关机。这恰好为扩展制导方法的能力提供了条件，即将闭环制导停止时刻到发动机关机(或有效载荷入轨)的这一过程设计为能力扩展段，通过规划合理的程序角满足非制导类的终端约束或消除非制导方法误差。然而，这一过程必将违背闭环制导停止时刻程序角保持不变的要求，反过来影响制导控制的精度。如果能够提前估计能力扩展段的控制过程对制导精度的影响，并将其提前补偿到闭环制导停止前的制导控制中，则能够同时满足制导精度和其他终端约束的要求。上述预测补偿方法具有通用性，可利用能力扩展段的不同控制策略，满足例如调整终端姿态约束、消除关机到分离过程的入轨偏差、补偿大气层内剩余时间预估偏差、适应多发动机序贯关机工况等不同任务场景下的特定需求。
发明内容
本发明提出了一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法。该方法在不改变飞行过程中闭环制导方法近似最优性和强偏差适应性的同时，增加能力扩展段满足其他约束，并通过预测火箭终端状态，并结合任务需求转换成相应的速度、位置补偿量，引入闭环制导程序角修正计算过程，从而仅仅利用制导方法的创新实现对闭环制导能力的扩展，满足更多样化的终端约束要求。
第一方面，提供了一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法，在闭环制导结束前循环执行如下步骤：
计算当前控制周期的制导终端状态，得到关机时间tk、终端速度和终端位置
根据关机时间的火箭姿态要求，计算能力扩展段的视速度增量与视位移增量/>t0为能力扩展段的起始时刻，t1为能力扩展段的终端时刻；
计算在能力扩展段内，闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref；
根据能力扩展段的视速度增量和闭环制导期望的视速度增量ΔWref，计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，根据能力扩展段的视位移增量/>和闭环制导期望的视位移增量ΔPref，计算入轨轨道坐标系下的视位移增量偏差修正量dPo；
根据视速度增量偏差修正量dWo和视位移增量偏差修正量dPo修正终端速度和终端位置/>得到新的终端速度/>和终端位置/>并根据新的终端速度和终端位置/>计算修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)；
根据修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应周期内的控制制导程序指令/>和ψcxf(0)。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述方法还包括：
火箭进入能力扩展段后，初始状态由闭环制导最近一个控制周期的控制量决定，后续各控制周期的控制指令按照能力扩展段的任务需求实现，直至满足期望关机条件后，发出制导关机指令。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述计算能力扩展段的视速度增量与视位移增量/>包括：
确定能力扩展段俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψ(t)，使火箭的俯仰程序角从/>过渡到/>且偏航程序角从ψ(t0)过渡到ψ(t1)，t∈[t0,t1]；
根据惯组敏感到的视速度增量和标准弹道设计结果，计算视加速度幅值
根据俯仰程序角变化规律偏航程序角变化规律ψ(t)和视加速度幅值计算能力扩展段的视速度增量/>与视位移增量/>其中，
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref，包括：
根据闭环制导期望的俯仰程序角变化规律偏航程序角变化规律ψcxf1(t)和视加速度幅值/>计算能力扩展段原闭环制导期望实现的视速度增量ΔWref与视位移增量ΔPref，其中，/> 俯仰程序角变化规律/>偏航程序角变化规律ψcxf1(t)根据终端速度/>和终端位置/>计算得到。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，包括：
计算视速度增量偏差修正量dW，
将视速度增量偏差修正量dW转换到入轨轨道坐标系下，得到视速度增量偏差修正量dWo；
计算视位移增量偏差修正量dP，
将视位移增量偏差修正量dP转换到入轨轨道坐标系下，得到视位移增量偏差修正量dPo。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，t0为迭代制导停止时刻或迭代制导过程中的任意时刻；t1为关机时刻或后效结束时刻。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述方法的开始执行时刻为允许关机时刻，或者，所述方法的开始执行时刻为闭环制导交变量清零时刻，或者，所述方法的开始执行时刻为闭环制导开始时刻。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述根据修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应控制周期内的制导程序指令/>和ψcxf(0)，包括：
对闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)进行迭代求解，根据最终迭代得到的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应控制周期内的制导程序指令/>和ψcxf(0)；其中，对闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)进行迭代求解，包括循环执行以下步骤：
步骤(1)，根据前一步获得的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，计算在能力扩展段内，闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref；
步骤(2)，根据能力扩展段的视速度增量和最新计算的闭环制导期望的视速度增量ΔWref，计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，根据能力扩展段的视位移增量/>和最新计算的闭环制导期望的视位移增量ΔPref，计算入轨轨道坐标系下的视位移增量偏差修正量dPo；
步骤(3)，根据最新计算的视速度增量偏差修正量dWo修正终端速度根据最新计算的视位移增量偏差修正量dPo修正终端位置/>得到终端速度/>和终端位置并根据最新计算的终端速度/>和终端位置/>计算新的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)的迭代求解结束条件满足以下任一项：
迭代计算总时长小于或等于预设时长，所述预设时长小于火箭的控制周期；
迭代次数达到预设次数；
最近两次得到的俯仰程序角变化规律和/或偏航程序角变化规律ψcxf(t)的最大差距小于预设阈值。
第二方面，提供了一种火箭控制设备，所述方法用于执行如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的方法。
第三方面，提供了一种火箭，所述火箭用于执行如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的方法。
与现有技术相比，本申请提供的方案至少包括以下有益技术效果：
(1)本发明提出一种扩展闭环制导控制能力的通用方法，通过引入能力扩展段，可在不影响飞行过长偏差适应性和入轨精度的同时，根据任务需求定制火箭终端约束，扩展了闭环制导方法对不同任务需求的适应能力。
(2)本发明提出一种与任务需求相对应的等效视速度增量和视位移增量转化方法，将任务需求量化为质心运动相关变量，便于制导控制计算。
(3)本发明提出一种视速度增量和视位移增量偏差自主预测方法，可将能力扩展段对质心运动的影响补偿到闭环制导终端状态中，实现对制导程序角指令的自适应调整。
附图说明
图1为一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法的示意性流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步详细的描述。
本发明旨在保持闭环制导近似最优性和适应性的同时，扩展制导能力，满足不同任务需求。针对提升运载火箭自主性和满足有效载荷多样化终端约束的需求，提出一种通用的闭环制导自主预测补偿方法，并可根据任务需求进行定制。本发明在闭环制导停止前，通过分析能力扩展段控制策略对质心运动的影响，以视速度、视位置修正量的形式补偿到预测的终端状态中，并用以更新程序角指令，使得火箭在闭环制导停止后按照能力扩展段控制策略进行控制能够同时满足入轨精度和其他终端约束的要求。
在闭环制导段，首先根据当前时刻状态采用经典闭环制导的方式计算当前控制周期预估的终端入轨点和终端状态，同时给出闭环制导程序角随时间的变化规律；其次，根据任务需求的能力扩展段程序角控制策略，预测能力扩展段视速度增量与视位移增量；然后，计算不考虑能力扩展情况下的理想视速度增量和视位移增量，给出能力扩展导致的视速度增量偏差和视位移增量偏差，并将该偏差作为补偿量，修正闭环制导估计的终端状态量；最后，根据更新后的终端状态量给出本周期程序角指令，并在每个控制周期中滚动执行上述方法，至闭环制导停止时刻结束。使火箭制导关机时的终端状态能够满足任务需求。具体实现步骤如下。
1)计算当前控制周期的制导终端状态
在不考虑能力扩展段的情况下，采用经典闭环制导方法，根据当前控制周期导航计算的火箭状态，包括运动状态(速度、位置、过载)、引力加速度、发动机比冲，估计火箭的关机点，以及该预估关机点的终端速度和终端位置同时估计火箭的关机时间tk。终端速度和终端位置/>可以满足速度、位置约束。基于关机时间tk并根据预估的终端速度/>终端位置/>可以计算得到闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf1(t)。/>和ψcxf1(t)可以表示，在火箭当前的飞行状态下，火箭在关机时间之前的期望飞行规律。
2)预测能力扩展段视速度增量与视位移增量
任何质心或绕心运动对制导方法的影响均可通过视速度增量W和视位移增量P表示，这两个矢量是连接任务需求和闭环制导的关键因素，可作为量化任务需求的矢量。
考虑能力扩展段的作用时间段为[t0,t1]，定义t0为能力扩展段的起始时刻，t1为能力扩展段的终端时刻，t0和t1均可根据任务需求不同自适应调整。对于t0，若任务关心终端状态约束，则t0可取迭代制导停止时刻；若任务关心飞行过程中的状态补偿，则t0可取迭代制导过程中的任意时刻。对于t1，若任务关心的是关机时刻的终端约束，则t1可等于tk；若任务关心的是有效载荷分离(即入轨)时刻的终端约束，则t1可取后效结束时刻tk+Thx，其中Thx为火箭发动机关机后效的作用时间。
根据步骤1)计算的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf1(t)，可预估闭环制导停止时刻t0对应的程序角/>和ψcxf1(t0)。
结合t0时刻对应的程序角，以及飞行任务对能力扩展段提出的特定需求，可规划出能力扩展段程序角变化规律和ψ(t)，t∈[t0,t1]，使火箭能够在[t0,t1]区间内，将程序角从/>和ψcxf1(t0)平稳过渡到期望程序角/>和ψ(t1)。在一个实施例中，若飞行任务对能力扩展段提出的需求是，在能力扩展段保持程序角，则/>ψcxf1(t0)＝ψ(t1)；在另一个实施例中，若飞行任务对能力扩展段指定了期望程序角/>和ψ(t1)，则可以根据/>和/>的差值、ψcxf1(t0)和ψ(t1)的差值，设定调姿程序角变化规律(例如双曲线形式的调姿程序角变化规律)，在能力扩展段实现对终端程序角的调整。
用惯组敏感到的Δt周期(例如，可取2秒)内的视速度增量在Δt时间内的平均值计算当前时刻tc的视加速度幅值即
其中δWx1、δWy1、δWy1分别表示每个控制周期(例如，0.02秒)惯组敏感的箭体系三个方向对应是视速度增量。
在当前视加速度的基础上，可根据剩余飞行时间预测出火箭的质量变化，从而估计能力扩展段对应的视加速度幅值/>t∈[t0,t1]。
则，能力扩展段的视加速度矢量可表示为，
对能力扩展段[t0,t1]的视加速度矢量进行一次积分可得到[t0,t1]内的视速度增量。
对视速度增量进行一次积分可得到[t0,t1]内的视位移增量。
3)计算理想视速度增量和视位移增量
根据步骤1)中计算的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf1(t)，结合步骤2)中计算的能力扩展段的视加速度幅值/>计算出[t0,t1]内的闭环制导期望实现的视加速度矢量/>t∈[t0,t1]。
对进行一次积分可得到视速度增量ΔWref，
对ΔWref进行一次积分可得到视位移增量ΔPref，
4)预测视速度增量偏差与视位移增量偏差
结合3)中计算的闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref，以及2)中计算的能力扩展段期望的视速度增量和视位移增量/>可计算视速度增量偏差修正量dW与视位移增量偏差修正量dP。
并转换到闭环制导实时估计终端入轨点建立的轨道坐标系下(用上标o表示)，可得到视速度增量偏差修正量dWo与视位移增量偏差修正量dPo。
5)补偿当前周期的制导终端约束并重新规制导指令
将4)预测的偏差修正量dWo和dPo，补偿到1)计算的终端速度和终端位置上，可得到新的终端速度和终端位置/>
根据重新计算火箭当前时刻的待增速度和待增位置，结合关机时间tk，计算出新的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，取t＝0计算出当前周期的制导程序角指令/>和ψcxf(0)。也就是说，制导程序角指令可以仅在一个控制周期内有效。
6)火箭姿态控制系统控制火箭飞行姿态实现，对步骤5)中计算得到的制导程序角指令和ψcxf(0)的跟踪。
7)滚动计算
在闭环制导段的每个控制周期根据任务需求，重复步骤1)～6)，自适应补偿因能力扩展导致的视速度和视位移增量偏差，直至闭环制导停止时刻结束。通常情况下，在闭环制导结束、进入能力扩展段之前，步骤5计算得到的终端速度和和终端位置即满足要求。之后会继续重复步骤1)～6)。在一些实施例中，首次执行步骤1)的时刻可以是允许关机时刻。在另一些实施例中，首次执行步骤1)的时刻到迭代结束时刻的总时长可以为10～20s。
8)能力扩展段控制
火箭进入能力扩展段后，每个控制周期均按照闭环制导结束前最后一个控制周期计算出的能力扩展段控制指令执行，直至满足期望关机条件后，发出制导关机指令，实现对火箭入轨精度和其他约束条件的精确控制。
结合步骤1)和步骤2)，由于火箭在进入能力扩展段后，火箭的制导方式发生了改变，因此考虑能力扩展段的视速度增量和视位移增量，与不考虑能力扩展段、根据闭环制导期望实现的视速度增量和视速度增量不同，进而在关机时刻终端速度和终端位置也将发生变化，即对应偏差修正量dWo和dPo。在步骤5)中，根据新的终端速度和终端位置，计算出新的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，并以此进行制导，由此可以改变火箭在闭环制导阶段结束、进入能力扩展段时的程序角，进而改变火箭在能力扩展段的视速度增量、视位移增量，即实现反向修正上述偏差修正量dWo和dPo。由于制导程序角指令/>和ψcxf(0)对于火箭控制的时间相对较短，因此反向修正的具体程度即使不合适，也可以通过后面多次迭代进行调整。最终，越临近能力扩展段，闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf1(t)越合理，使得步骤5)计算得到的终端速度和终端位置满足关机时刻终端速度和终端位置约束。结合能力扩展段过程中对于姿态约束的控制，因此本申请实施例提供的方案可以同时实现火箭姿态、终端速度和终端位置的约束。
在一些实施例中，当执行步骤1)至5)所需的时间可能相对较短，例如远小于火箭闭环的控制周期，那么在执行步骤6)之前，可以循环执行步骤3)至5)，使得当前迭代周期中步骤5)计算的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)更加收敛。在一个实施例中，可以取最后一次步骤5)计算的制导程序角指令/>和ψcxf(0)进行制导。在另一个实施例中，为减小循环执行步骤3)至5)中因迭代收敛的不合理振荡，可以对多次循环计算得到的制导程序角指令/>和ψcxf(0)求平均值。因此，循环执行步骤3)至5)可以使制导程序角指令/>和ψcxf(0)计算更加合理，使得步骤6)中火箭制导控制更加准确，由此有利于优化火箭在闭环制导阶段的迭代控制。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (11)

1.一种终端状态自主预测补偿的火箭制导能力扩展方法，其特征在于，在闭环制导结束前循环执行如下步骤：
计算当前控制周期的制导终端状态，得到关机时间tk、终端速度Vk o和终端位置Pk o；
根据关机时间的火箭姿态要求，计算能力扩展段的视速度增量与视位移增量t0为能力扩展段的起始时刻，t1为能力扩展段的终端时刻；
计算在能力扩展段内，闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref；
根据能力扩展段的视速度增量和闭环制导期望的视速度增量ΔWref，计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，根据能力扩展段的视位移增量/>和闭环制导期望的视位移增量ΔPref，计算入轨轨道坐标系下的视位移增量偏差修正量dPo；
根据视速度增量偏差修正量dWo和视位移增量偏差修正量dPo修正终端速度Vk o和终端位置Pk o，得到新的终端速度Vk o+dWo和终端位置Pk o+dPo，并根据新的终端速度Vk o+dWo和终端位置Pk o+dPo，计算修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)；
根据修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应控制周期内的制导程序指令/>和ψcxf(0)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
火箭进入能力扩展段后，初始状态由闭环制导最近一个控制周期的控制量决定，后续各控制周期的控制指令按照能力扩展段的任务需求实现，直至满足期望关机条件后，发出制导关机指令。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算能力扩展段的视速度增量与视位移增量/>包括：
确定能力扩展段俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψ(t)，使火箭的俯仰程序角从/>过渡到/>且偏航程序角从ψ(t0)过渡到ψ(t1)，t∈[t0,t1]；
根据惯组敏感到的视速度增量和标准弹道设计结果，计算视加速度幅值
根据俯仰程序角变化规律偏航程序角变化规律ψ(t)和视加速度幅值/>计算能力扩展段的视速度增量/>与视位移增量/>其中，
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref，包括：
根据闭环制导期望的俯仰程序角变化规律偏航程序角变化规律ψcxf1(t)和视加速度幅值/>计算能力扩展段原闭环制导期望实现的视速度增量ΔWref与视位移增量ΔPref，其中，/> 俯仰程序角变化规律/>偏航程序角变化规律ψcxf1(t)根据终端速度Vk o和终端位置Pk o计算得到。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，包括：
计算视速度增量偏差修正量dW，
将视速度增量偏差修正量dW转换到入轨轨道坐标系下，得到视速度增量偏差修正量dWo；
计算视位移增量偏差修正量dP，
将视位移增量偏差修正量dP转换到入轨轨道坐标系下，得到视位移增量偏差修正量dPo。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，t0为迭代制导停止时刻或迭代制导过程中的任意时刻；t1为关机时刻或后效结束时刻。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法的开始执行时刻为允许关机时刻，或者，所述方法的开始执行时刻为闭环制导交变量清零时刻，或者，所述方法的开始执行时刻为闭环制导开始时刻。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的方法，其特征在于，所述根据修正的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应控制周期内的制导程序指令/>和ψcxf(0)，包括：
对闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)进行迭代求解，根据最终迭代得到的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，确定火箭对应控制周期内的制导程序指令/>和ψcxf(0)；其中，对闭环制导期望的俯仰程序角变化规律/>和偏航程序角变化规律ψcxf(t)进行迭代求解，包括循环执行以下步骤：
步骤(1)，根据前一步获得的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)，计算在能力扩展段内，闭环制导期望的视速度增量ΔWref和视位移增量ΔPref；
步骤(2)，根据能力扩展段的视速度增量和最新计算的闭环制导期望的视速度增量ΔWref，计算入轨轨道坐标系下的视速度增量偏差修正量dWo，根据能力扩展段的视位移增量/>和最新计算的闭环制导期望的视位移增量ΔPref，计算入轨轨道坐标系下的视位移增量偏差修正量dPo；
步骤(3)，根据最新计算的视速度增量偏差修正量dWo修正终端速度Vk o，根据最新计算的视位移增量偏差修正量dPo修正终端位置Pk o，得到终端速度Vk o+dWo和终端位置Pk o+dPo，并根据最新计算的终端速度Vk o+dWo和终端位置Pk o+dPo，计算新的闭环制导期望的俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，俯仰程序角变化规律和偏航程序角变化规律ψcxf(t)的迭代求解结束条件满足以下任一项：
迭代计算总时长小于或等于预设时长，所述预设时长小于火箭的控制周期；
迭代次数达到预设次数；
最近两次得到的俯仰程序角变化规律和/或偏航程序角变化规律ψcxf(t)的最大差距小于预设阈值。
10.一种火箭控制设备，其特征在于，所述方法用于执行如权利要求1至9中任一项所述的方法。
11.一种火箭，其特征在于，所述火箭用于执行如权利要求1至9中任一项所述的方法。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117570989A (zh) * 2023-11-21 2024-02-20 苏州星幕航天科技有限公司 一种惯性坐标系准pi型zem制导闭环状态幅值解析计算方法
CN117570988A (zh) * 2023-11-21 2024-02-20 苏州星幕航天科技有限公司 一种惯性坐标系zem制导闭环净加速度指令幅值的解析方法

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CN117570989A (zh) * 2023-11-21 2024-02-20 苏州星幕航天科技有限公司 一种惯性坐标系准pi型zem制导闭环状态幅值解析计算方法
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