一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法

技术领域

本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法。

背景技术

运载火箭主动段的终端条件通常为目标轨道根数，但目标轨道根数只能表征火箭入轨时刻速度、位置。对于存在终端姿态要求的发射任务，并且运载火箭缺少调姿系统的情况，制导系统需要在计算程序角指令和关机量控制时，尽可能考虑终端姿态约束，在关机时刻使程序角满足终端姿态约束要求的同时，给姿态控制系统足够的稳定时间。

发明内容

本公开正是基于现有技术的上述需求而提出的，本公开要解决的技术问题是提供一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法以在关机后同时满足入轨精度要求和终端姿态约束。

为了解决上述问题，本公开提供的技术方案包括：

提供了一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法，包括：获取迭代程序角、期望终端程序角以及估计的火箭剩余飞行时间；根据迭代程序角和期望终端程序角，判断是否需要对终端程序角进行调整；根据估计的火箭剩余飞行时间，判断火箭所处的时间阶段，所述时间阶段包括交变量清零段、程序角调整段和程序角保持段；计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量；计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；根据所述第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量；根据所述迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角；根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线。

优选的，所述根据迭代程序角和期望终端程序角判断是否需要对终端程序角进行调整包括：所述迭代程序角包括迭代俯仰程序角和迭代偏航程序角，所述期望终端程序角包括期望终端俯仰程序角和期望终端偏航程序角；若同一时刻迭代俯仰程序角和期望终端俯仰程序角满足第一关系，且迭代偏航程序角和期望终端偏航程序角满足第二关系时，则调整终端程序角；所述第一关系包括：

优选的，所述根据估计的火箭剩余飞行时间判断火箭所处的时间阶段包括：当估计的火箭剩余飞行时间满足T

优选的，所述计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量包括，根据迭代程序角和程序角调整段的时间门限得到第一速度增量，表示为：

优选的，所述计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量包括，根据该时刻的迭代程序角、期望终端程序角、程序角调整段和程序角保持段得到第二速度增量，表示为：

优选的，所述计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量包括，根据期望终端程序角和程序角保持段的时间门限得到第三速度增量，表示为：

优选的，所述根据所述第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量表示为：

优选的，所述根据所述迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角包括：根据所述迭代制导速度得到补偿后的速度，表示为：

优选的，所述程序角调整曲线包括俯仰程序角调整曲线和偏航程序角调整曲线，所述俯仰角调整曲线表示为：

其中，/>

与现有技术相比，本公开根据迭代制导算法实时规划的终端程序角与任务期望的终端程序角，计算迭代制导程序角保持阶段采用当前程序角和期望程序角分别能够产生的速度增量，并将两者的差值作为速度补偿量引入迭代制导，实现对入轨点和预估剩余飞行时间的修正。在停止迭代程序角计算后，采用二次曲线的方式将迭代终止程序角调整至期望终端程序角，并在程序角保持一段时间后实施发动机关机，以在关机时刻使程序角满足终端姿态约束要求的同时，给姿态控制系统足够的稳定时间。基于上述设置，本发明所涉及的方法能够在关机时刻同时满足目标轨道根数和终端程序角约束，评估程序角调整过程对速度增量的影响，对迭代结束时刻速度进行补偿，实现对预估剩余飞行时间和入轨点的修正；提出一种两段二次曲线函数拼接的程序角调整方法，使程序角速度变化满足“慢-快-慢”的控制需求。

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，下面将对实施例或现有技术描述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实施例中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本公开提供的一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在本公开实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接可以是机械连接，也可以是电连接可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本公开中的具体含义。

全文中描述使用的术语“顶部”、“底部”、“在……上方”、“下”和“在……上”是相对于装置的部件的相对位置，例如装置内部的顶部和底部衬底的相对位置。可以理解的是装置是多功能的，与它们在空间中的方位无关。

为便于对本申请实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例做进一步的解释说明，实施例并不构成对本申请实施例的限定。

本实施例提供了一种基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法，如图1所示。

所述基于速度补偿的迭代制导终端程序角约束方法包括：

获取迭代程序角、期望终端程序角以及估计的火箭剩余飞行时间。

所述迭代程序角包括迭代俯仰程序角和迭代偏航程序角，所述期望终端程序角包括期望终端俯仰程序角和期望终端偏航程序角。

根据迭代程序角和期望终端程序角，判断是否需要对终端程序角进行调整。

具体而言，在迭代制导进入交变量清零段后，判断获取到的当前时刻迭代俯仰程序角和期望终端俯仰程序角是否符合第一关系；判断获取到的当前时刻迭代偏航程序角和期望终端偏航程序角是否符合第二关系。若上述第一关系和第二关系同时满足时，则需要调整终端程序角。

进一步的，所述第一关系包括：

根据估计的火箭剩余飞行时间，判断火箭所处的时间阶段，所述时间阶段包括交变量清零段、程序角调整段和程序角保持段。

具体而言，所述火箭所处的时间阶段包括交变量清零段T

当估计的火箭剩余飞行时间满足T

其中，T

计算交变量清零段后保持迭代程序角产生的第一速度增量。

具体而言，基于当前时刻的迭代俯仰程序角、期望终端偏航程序角和程序角调整段的时间门限，得到第一速度增量，表示为：

其中，[dv

计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量。

具体而言，基于当前时刻的迭代和期望终端的俯仰程序角的均值、当前时刻的迭代和期望终端的偏航程序角的均值、程序角调整段和程序角保持段得到第二速度增量，表示为：

其中，[dv

计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量。

具体而言，基于当前时刻的期望终端的俯仰程序角、期望终端的偏航程序角和程序角保持段的时间门限得到第三速度增量，表示为：

其中，[dv

根据所述第一速度增量、第二速度增量以及第三速度增量得到迭代制导速度补偿量。

具体而言，上述过程可以表示：

其中，[dv

根据所述迭代制导速度补偿量修正火箭剩余飞行时间和入轨地心角。

具体而言，在运载火箭当前时刻速度的基础上，引入迭代制导速度补偿量，得到补偿后的速度矢量表示为：

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其中，[V′

将[V′

进一步的，补偿后的速度模值表示为：

其中，V′为补偿后的速度模值。

将V′替代当前速度模值，计算迭代制导的预估入轨点地心角。

根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线。

所述程序角调整曲线包括俯仰程序角调整曲线和偏航程序角调整曲线，将程序角调整段飞行时间均匀的分为两部分，以进入程序角调整段为时间零点。

所述俯仰角调整曲线表示为：

其中，

所述偏航程序角调整曲线表示为：

其中，ψ

本公开根据迭代制导算法实时规划的终端程序角与任务期望的终端程序角，计算迭代制导程序角保持阶段采用当前程序角和期望程序角分别能够产生的速度增量，并将两者的差值作为速度补偿量引入迭代制导，实现对入轨点和预估剩余飞行时间的修正。在停止迭代程序角计算后，采用二次曲线的方式将迭代终止程序角调整至期望终端程序角，并在程序角保持一段时间后实施发动机关机，以在关机时刻使程序角满足终端姿态约束要求的同时，给姿态控制系统足够的稳定时间。

以上所述的具体实施方式，对本申请的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本申请的具体实施方式而已，并不用于限定本申请的保护范围，凡在本申请的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。