固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法.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CN112287525A(43)申请公布日2021.01.29(21)申请号202011093715.8(22)申请日2020.10.14(71)申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号(72)发明人张迁许志张源刘家宁杨垣鑫(74)专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人刘新琼(51)Int.Cl.G06F30/20(2020.01)G06F30/15(2020.01)F42B15/01(2006.01)G06F111/10(2020.01)权利要求书4页说明书16页附图7页(54)发明名称固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法(57)摘要本发明涉及一种固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法，根据瞬时轨道落点的微分导数关系，推导出自由飞行过程瞬时轨道落点相关导数的解析解，从而建立了当前点与轨道落点之间的映射关系。根据当前固体运载火箭剩余飞行时间确定当前加速度指令矢量，保证固体运载火箭发动机耗尽关机时瞬时轨道落点移动到目标点，运载火箭继续沿开普勒轨道滑行至目标落点，同时该发明具有很高的制导精度。CN112287525ACN112287525A权利要求书1/4页1.一种固体运载火箭耗尽关机模式下的惯性落点控制闭环制导方法，其特征在于步骤如下：步骤1：确定瞬时轨道落点射程角βe：根据当前地心矢径大小r0、速度大小v0、动量矩大小h，当地弹道倾角θl，据下式计算得到当前瞬时轨道落点射程角βe，其中A1,A2,A3为与射程角计算相关的待定系数；步骤2：确定地心惯性系下的瞬时轨道落点矢径1p：根据当前位置矢量r0、速度矢量v0和当前落点射程角βe，据下式计算得到当前瞬时轨道落点矢径1p，其中代表当地弹道倾角，代表当前位置单位矢量，代表当前速度单位矢量；步骤3：确定瞬时轨道落点的经纬度φp和λp：根据瞬时轨道落点矢径1p、和剩余飞行时间tF，据下式计算得到瞬时轨道落点的经纬度φp和λp：其中，1px,1py,1pz为1p在地心惯性坐标系下各坐标轴的分量，t是当前时间，tref是地心坐标系与地心惯性坐标系的对齐时间；步骤4：确定地心惯性坐标系下的瞬时轨道落点矢径的导数与径向、射向和轨道坐标系法向加速度分量对应的三个矢量dr,dθ,dh：根据步骤2计算得到的瞬时轨道落点矢径1p，当前位置矢量r0、速度矢量v0以及当前瞬时轨道落点射程角βe，据下式计算得到三个矢量dr,dθ,dh，其中代表计算过程中涉及的中间导数量，A1,A2,A3为步骤1计算得到的与射程角计算相关的待定系数；2CN112287525A权利要求书2/4页步骤5：确定地心坐标系下的瞬时轨道落点矢径的导数与径向、射向和轨道坐标系法向加速度分量对应的三个矢量根据步骤3计算得到的瞬时轨道落点经纬度确定地心坐标系下的瞬时轨道落点矢径并利用步骤4计算得到的dr,dθ,dh及地心惯性坐标系与地心坐标系之间的转换矩阵代入下式计算得到三个矢量其中代表计算过程中涉及的中间导数量；其中代表ar,aθ对的偏导数，和代表计算过程中涉及的中间导数量；步骤6：根据几何关系确定瞬时轨道移动模式下相关参数：根据最短路径方向矢量确定瞬时轨道落点导数的方向，并利用下式计算瞬时轨道落点移动模式下的相关参数；其中分别为在x、y轴的分量；分别为在x、z轴的分量；分别为在z、x轴的分量；求得的M的符号与的符号相同；3CN112287525A权利要求书3/4页步骤7：确定瞬时轨道落点移动模式下的加速度指令和根据几何关系确定的瞬时轨道落点导数方向及固体运载火箭加速度大小am，利用下式计算得到瞬时轨道落点移动模式下的加速度指令：步骤8：确定瞬时轨道落点保持模式下的相关参数p1、p2、p3和加速度指令根据步骤3计算得到的瞬时轨道落点经纬度φp和λp保持为零，即可计算相关参数p1、p2、p3，同时引入dr、dθ和dh利用下式即可得到瞬时轨道落点保持模式的加速度矢量指令：p3＝cosλpdhy-sinλpdhx其中drx、dry分别为dr在x、y轴的分量；dθx为dθ在x轴的分量；dhy、dhx分别为dh在y、x轴的分量；步骤9：确定耗尽关机情况下落点矢量导数指令根据当前运载火箭射程角βe和发动机剩余工作时间tgo确定耗尽关机情况下落点矢量导数指令，同时考虑运载火箭推力加速度限制对落点矢量导数指令进行限幅，利用下式即可得到耗尽关机情况下落点矢量导数指令：其中表示地心坐标系中的目标落点矢量；步骤10：确定耗尽关机情况下落点控制加速度指令和根据落点矢量导数指令和当前运载火箭落点矢量导数利用下式即可得到耗尽关机情况下落点控制的加速度指令：4CN112287525A权利要求书4/4页as＝a**cosβ+aH*si