一种固体运载火箭大气层外制导控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN113834386A(43)申请公布日2021.12.24(21)申请号202111272186.2(22)申请日2021.10.29(71)申请人湖北航天技术研究院总体设计所地址430040湖北省武汉市东西湖区金山大道9号(72)发明人钟扬威(74)专利代理机构武汉智权专利代理事务所(特殊普通合伙)42225代理人张凯(51)Int.Cl.F42B15/01(2006.01)权利要求书2页说明书11页附图3页(54)发明名称一种固体运载火箭大气层外制导控制方法(57)摘要本申请涉及运载火箭制导控制技术领域，特别涉及一种固体运载火箭大气层外制导控制方法，包括以下步骤：三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束，三级发动机点火后进行闭路制导；以末级迭代制导算法为基础进行三级滑行弹道规划，计算末级开机时间；末级开机后进行迭代制导计算飞行程序角，直至末级关机。本申请通过三级主动段的闭路制导以及三级滑行段的弹道规划，以减小末级开机时的位置和速度偏差，以使得末级开机后迭代制导的正常运行，提高了火箭的制导精度。CN113834386ACN113834386A权利要求书1/2页1.一种固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，其包括以下步骤：三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束进行闭路制导；以末级迭代制导算法为基础进行三级滑行弹道规划，计算末级开机时间；末级开机后进行迭代制导计算飞行程序角，直至末级关机。2.根据权利要求1所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，所述三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束进行闭路制导，包括：根据火箭当前点、装订的末级开机点和发射系下的目标点，计算相应的地心纬度相对于发惯系原点的经度差ΔLs、地心矢径rs；根据火箭飞行时间t，火箭当前点地心纬度经差ΔLsK、地心矢径rsK和目标点地心纬度经差ΔLsT、地心矢径rsT，末级开机时间Ts，迭代计算目速速度，并转换到发惯系下为VR；根据火箭发惯系下速度VI、重力加速度g、三级发动机名义工作时长ta、三级发动机点火时长t3j，以计算待增速度Vg；根据所述目速速度VR和所述待增速度Vg计算闭路导引段程序角ψ31。3.根据权利要求1所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，所述三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束进行闭路制导，还包括：记录火箭进入所述姿态调制段时的俯仰程序角迭代计算一次在姿态调制段的俯仰角调制幅值根据俯仰程序角和俯仰角调制幅值计算姿态调制段程序角ψ32。4.根据权利要求1所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，所述三级发动机以装订的末级开机点位置为目标点，以装订的末级开机时间为约束进行闭路制导，还包括：根据装订的三级关机点俯仰角计算常值姿态段程序角ψ33。5.根据权利要求1所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，以末级迭代制导算法为基础进行三级滑行弹道规划，计算末级开机时间，包括：装订标准的三级点火到末级开机时长、末级开机时长、末级初始偏航角、末级初始偏航角和俯仰角变化率；计算三级点火到末级开机时长、末级开机时长、末级偏航角修正量；修正三级点火到末级开机时长、末级开机时长、末级偏航角；根据修正后的所述三级点火到末级开机时长，控制末级开机。6.根据权利要求5所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，所述计算三级点火到末级开机时长、末级开机时长、末级偏航角修正量包括：以当前时刻火箭的位置、速度为初值，无动力外推至末级开机时刻，然后带动力外推至末级关机时刻，计算关机点的绝对速度V，当地弹道倾角θ，轨道倾角I；计算V、θ、I相对于装订标准值VBZ、θBZ、IBZ的偏差量；2CN113834386A权利要求书2/2页分别计算VBZ、θBZ、IBZ相对于末级开机时刻、末级开机时长、末级偏航角的偏导数，得到雅克比矩阵；根据雅克比矩阵及所述V、θ、I相对于装订标准值VBZ、θBZ、IBZ的偏差量的偏差量，以计算三级点火到末级开机时长、末级开机时长、末级偏航角修正量。7.根据权利要求6所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，在所述根据修正后的所述三级点火到末级开机时长，控制末级开机之前，还包括：以三级点火到末级开机时长、末级开机时长和末级偏航角的修正后的火箭状态初值，重复修正5次三级点火到末级开机时长、末级开机时长和末级偏航角。8.根据权利要求6所述的固体运载火箭大气层外制导控制方法，其特征在于，若所述火箭实际飞行时间满足等于所述修正后的三级点火到末级开机时长，则控制末级开机。9.根据权利要求1所述的固体运载火