一种基于零射程线的运载火箭耗尽关机控制方法

摘要

本发明提供一种基于零射程线的运载火箭耗尽关机控制方法，涉及制导控制领域。本发明提出一种闭路制导与零射程线横、法向导引相结合的能量管理及射程精确控制总体方案，具体的包括基于起算点到轨道终端脉冲转移函数的高精度闭路制导和基于零射程线的多余能量耗散控制及快速收敛的横、法向导引控制。本发明通过将姿态调整到零射程线耗散多余的能量，对速度模量的控制精度没有严格要求，还可以利用发动机的能量，继续在零射程线附近进行小量的姿态实时调整，不需要增加额外的硬件，动作简单快速、精度高，可显著简化姿态调制程序，解决了需要速度偏差对射程控制精度影响大的难题以及大偏差条件下导引控制的快速收敛问题。

主权项

一种基于零射程线的运载火箭耗尽关机控制方法，其特征在于包括如下步骤：步骤一、在第三级点火时，根据当前程序角零射程线对应的程序角和调姿时间长度Δt_t，给出调姿程序角其中t为以调姿起点起算的时间；步骤二、在随后的第三级发动机工作过程中实时进行速度待增量及相应发动机工作时间Δt的闭路制导计算：计算过程包括如下三部分：a.以当前轨道参数，即当前轨道的时间T₀、位置速度为起点，通过计算得到终端轨道的时间T_e、位置速度其中T_e取轨道y向位置分量等于虚拟目标点的y向位置分量所对应的时间；计算中主要考虑发动机推力和引力场的影响，即：$\left\{\begin{array}{c}\frac{d{\overrightarrow{R}}_I}{dt}={\overrightarrow{V}}_I\\ \frac{d{\overrightarrow{V}}_I}{dt}={\overrightarrow{\stackrel{·}{W}}}_p+{\overrightarrow{g}}_I\end{array}\right.$${\overrightarrow{V}}_I\left(0\right)={\overrightarrow{V}}_{I0}$${\overrightarrow{R}}_I\left(0\right)={\overrightarrow{R}}_{I0}$${\overrightarrow{R}}_e={\overrightarrow{R}}_I\left(T_e\right)$其中分别为轨道的位置、速度；分别为轨道的位置初值、速度初值，其对应的数值分别为和b.计算T_e时的虚拟目标点的位置及速度其中：T_e0、分别为标准条件下，飞行到虚拟目标点的时间和相应的虚拟目标点的位置及速度；分别为虚拟目标点位置及速度的变化率；为T_e时的虚拟目标点的位置及速度；c.计算T_e时的位置及速度偏差$\left\{\begin{array}{c}\Delta {\overrightarrow{R}}_e={\overrightarrow{R}}_e-{\overrightarrow{R}}_{me}\\ \Delta {\overrightarrow{V}}_e={\overrightarrow{V}}_e-{\overrightarrow{V}}_{me}\end{array}\right.$对导航计算公式进行线性化处理，得到起算点到终端的脉冲转移函数，进而给出需要速度待增量及相应发动机工作时间Δt的计算公式：其中：ΔX_e,ΔY_e,ΔZ_e为T_e时的位置偏差的分量，ΔV_xe,ΔV_ye,ΔV_ze为T_e时的速度偏差的分量，ΔV_x,i‑1、ΔV_y,i‑1、ΔV_z,i‑1为速度待增量的前点值，ΔV_x,i、ΔV_y,i、ΔV_z,i为当前速度待增量，ΔV为速度待增量的模，T₀为当前时间，按照制导周期，循环上述算法，需要速度待增量及相应发动机工作时间会快速收敛；步骤三、当发动机工作时间Δt＝0时，对应的当前时刻为t₀，按照步骤一中给出的调姿程序角公式开始俯仰调姿；步骤四、当俯仰调姿角时，开始沿零射程线的横、法向导引控制，横、法向导引控制量根据步骤二得到的速度待增量ΔV_x、ΔV_y、ΔV_z按照如下公式计算得出：$U_z=K_z·{\mathrm{\Delta V}}_z/{\stackrel{·}{W}}_p$其中U_z、U_y为横、法向导引控制量，为发动机推力产生的过载，为当前俯仰姿态角，K_z、K_y为横、法向导引系数；步骤五、当发动机推力耗尽后，全部耗尽关机控制过程结束。