一种基于偏航角条件的迭代制导方法技术

本发明专利技术提出了一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括发射惯性系下的矢量计算及转化为制导坐标系下矢量的计算、估算剩余飞行时间、推力项和引力项的一、二次积分计算、对程序角系数求解和两个坐标系下的程序角转化。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因而带来的大偏航角条件下的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑。

【技术实现步骤摘要】
一种基于偏航角条件的迭代制导方法
本专利技术属于属于制导与控制
，特别是涉及一种基于偏航角条件的迭代制导方法。
技术介绍
传统迭代制导方法以其制导精度高、任务适应性强、箭上飞行软件简单、离线诸元准备需求相对较低的优点，在运载器入轨制导问题中得以广泛应用。该方法衍生于最优控制理论，以燃料最省为性能指标，根据运载器自身导航系统提供的实时状态在线解算姿态角指令，即完成飞行任务所需的燃料最优推力矢量方向，最终保证关机时刻终端速度、位置等六个状态约束中的五项约束得以满足。该方法在美国的“土星5号”重型运载火箭、航天飞机、欧空局的阿里安系列火箭、俄罗斯的“能源号”重型运载火箭等均得以应用。而随着运载器的应用模式和运载技术的不断发展，越来越多的类入轨问题涌现出来，迭代制导方法的应用领域也相应的在不断拓展。以具备垂直起飞/垂直着陆能力的VTVL(VerticalTakeoffVerticalLanding,垂直起降)可重复使用运载器为例，该类型运载器在返回全程需经历姿态调整段、助推返回段、高空下降段、高空有动力减速段、大气层内下降段和垂直着陆段。其中助推返回段是返回全程对飞行轨迹进行首次控制的飞行段，对于航程修正、终端位置调节和后续各段精度链分解至关重要。而助推返回段制导问题实质上是类入轨问题，该段制导方案设计需保证运载器子级精确到达后续高空下降段，且关机点速度状态与标称轨迹上同一点的速度状态相同，即成功进入以标称轨迹的高空下降段为一段虚拟轨道，因此可基于迭代制导的方法进行设计。然而，由于大初始偏差或者其他诸多原因(如VTVL可重复使用运载器助推返回段的制导目标随地球转动)，在实际工程中往往需要在大航向角条件下飞行，此时传统迭代制导方法推导过程中采用的小偏航角假设不再适用，实时估算的剩余工作时间难以保证呈现收敛趋势甚至会发散，进而导致制导任务的失败，因此传统迭代制导方法的适应性大大降低。基于上述应用背景，提出一种基于偏航角条件的迭代制导方法，以提高传统迭代制导方法的适应性，并为我国未来成功实现垂直起降、发射任务自适应调整等多种先进运载技术提供一定的技术支撑。
技术实现思路
本专利技术目的是为偏航角条件下入轨问题或类入轨问题提供一种基于偏航角条件的迭代制导方法。该方法能广泛应用于包括垂直起降可重复使用运载器助推返回段制导、飞行器轨道再入制导、运载火箭主动段制导等在内的类入轨问题或入轨问题。本专利技术的目的通过以下技术方案实现：一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括以下步骤：步骤一：通过箭载GPS/INS测量获得发射惯性系下运载器的位置矢量和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标点位置Rocff和速度Vocff，建立制导坐标系，并通过姿态转换矩阵将发射惯性系下实时位置和速度矢量转化为制导坐标系下位置矢量Rocf0和速度矢量Vocf0；步骤三：估算剩余飞行时间tg；步骤四：基于估算的剩余飞行时间以及偏航角假设进行助推返回段推力项一、二次积分和引力项的一、二次积分计算；步骤五：对控制程序角系数求解；步骤六：利用姿态转换矩阵将制导坐标系下解算得出的程序角转化为发射惯性系下俯仰程序角和偏航程序角ψT，则本次制导周期内运载器按照发射惯性系程序角飞行即可。进一步地，所述步骤三具体为：第一步：设定剩余飞行时间为tg，解算由发动机产生的速度增量为：其中Vxocff、Vyocff、Vzocff为制导坐标系下目标点速度的三轴分量，Vxocf0、Vyocf0、Vzocf0为制导坐标系下实时速度的三轴分量，gxocf、gyocf、gzocf为平均引力加速度在制导系下的三轴分量；第二步：基于齐奥尔可夫斯基公式可知速度增量与剩余飞行时间关系式为：其中m0为运载器在每一个制导周期的实时质量，m表示运载器的总质量，Isp为发动机比冲，为发动机秒耗量，F表示发动机推力，t为时间；第三步：对上一步关系式进行变形，估算剩余飞行时间tg1为：其中第四步：若估算的剩余飞行时间tg1与tg满足|tg-tg1|＜ε，其中ε为给定的精度要求，则剩余飞行时间为tg1，否则，继续下一步；第五步：将tg1赋值予tg，并返回第一步。进一步地，所述步骤四具体为：第一步：考虑最优控制原理并采用近似最优解析形式代替准确最优解，设定制导系下姿态程序角形式为：其中，和ψocf表示制导系下俯仰程序角和偏航程序角，和作为程序角的一部分用于进行终端速度状态约束，而和Kψ2t-Kψ1则用于控制运载器使其满足终端2个位置状态约束，和表示俯仰程序角变化斜率，Kψ1和Kψ2表示偏航程序角变化斜率；第二步：基于偏航角条件，进行推力项的一次和二次积分推导，可得：第三步：对上式进行展开，则可得：其中：F0(tg)＝Ispln(th/(th-tg))F1(tg)＝thF0(tg)-IsptgF2(tg)＝F0(tg)tg-F1(tg)F3(tg)＝F2(tg)th-(tg)2Isp/2F4(tg)＝Isp(th)2ln(th/(th-tg))-Isp(tg)2/2-IspthtgF5(tg)＝Isp(th)2tgln(th/(th-tg))-Isp(th)3ln(th/(th-tg))-Isp(tg)3/6-Isp(tg)2th/2同时，第四步：采用平均引力方法进行引力积分计算，则引力项的一次积分和二次积分为：进一步地，所述步骤五具体为：第一步：考虑速度约束，利用速度增量ΔV求解和为：第二步：考虑位置约束，利用目标点终端位置、速度信息和实时位置速度信息解算得出：其中，Zocff表示制导系下目标点的Z向位置，Zocf0表示制导系下实时Z向位置，Yocff表示制导系下目标点的Y向位置，Yocf0表示制导系下实时Y向位置，A表示中间变量；第三步：制导坐标系下俯仰程序角和偏航程序角指令为：其中和用于满足终端速度状态约束，而和Kψ2t-Kψ1则用于满足位置约束。进一步地，所述步骤六具体为：利用发射惯性系与制导坐标系姿态转化关系对制导坐标系下程序角进行转化：IB_1＝M_GltogT*IBψT＝-arcsin(IB_1(3))其中M_Gltog为发射惯性系转制导坐标系的姿态转换矩阵，和即为发射惯性系下俯仰程序角和偏航程序角。本专利技术有益效果：本专利技术提出了一种基于偏航角条件的迭代制导方法。该方法设计了以发动机为执行机构，以箭载导航系统输出的运载器状态和装订的目标点状态信息为输入量，无需小偏航角假设推导了考虑偏航角条件的迭代制导表达式，进而得到了高精度制导指令。本迭代制导方法能够适应由于初始大偏差或其他诸多原因(如目标点随地球转动)而带来的偏航角条件下的制导问题，制导指令结构简单，工程可实践性强，可提升迭代制导方法的适应性，并为我国未来发展包括垂直起降、自适应入轨等在内的先进运载技术提供技术支撑。附图说明图1为本专利技术基于偏航角的迭代制导方法的流程图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。结合图1，本专利技术提出一种基于偏航角条件的迭代制导方法，包括以下步骤：步骤一：通过箭载GPS/INS测量获得发射本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于偏航角条件的迭代制导方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：通过箭载GPS/INS测量获得发射惯性系下运载器的位置矢量和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标点位置Rocff和速度Vocff，建立制导坐标系，并通过姿态转换矩阵将发射惯性系下实时位置和速度矢量转化为制导坐标系下位置矢量Rocf0和速度矢量Vocf0；步骤三：估算剩余飞行时间tg；步骤四：基于估算的剩余飞行时间以及偏航角假设进行助推返回段推力项一、二次积分和引力项的一、二次积分计算；步骤五：对控制程序角系数求解；步骤六：利用姿态转换矩阵将制导坐标系下解算得出的程序角转化为发射惯性系下俯仰程序角

【技术特征摘要】
1.一种基于偏航角条件的迭代制导方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：通过箭载GPS/INS测量获得发射惯性系下运载器的位置矢量和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标点位置Rocff和速度Vocff，建立制导坐标系，并通过姿态转换矩阵将发射惯性系下实时位置和速度矢量转化为制导坐标系下位置矢量Rocf0和速度矢量Vocf0；步骤三：估算剩余飞行时间tg；步骤四：基于估算的剩余飞行时间以及偏航角假设进行助推返回段推力项一、二次积分和引力项的一、二次积分计算；步骤五：对控制程序角系数求解；步骤六：利用姿态转换矩阵将制导坐标系下解算得出的程序角转化为发射惯性系下俯仰程序角和偏航程序角ψT，则本次制导周期内运载器按照发射惯性系程序角飞行即可。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤三具体为：第一步：设定剩余飞行时间为tg，解算由发动机产生的速度增量为：其中Vxocff、Vyocff、Vzocff为制导坐标系下目标点速度的三轴分量，Vxocf0、Vyocf0、Vzocf0为制导坐标系下实时速度的三轴分量，gxocf、gyocf、gzocf为平均引力加速度在制导系下的三轴分量；第二步：基于齐奥尔可夫斯基公式可知速度增量与剩余飞行时间关系式为：其中m0为运载器在每一个制导周期的实时质量，m表示运载器的总质量，Isp为发动机比冲，为发动机秒耗量，F表示发动机推力，t为时间；第三步：对上一步关系式进行变形，估算剩余飞行时间tg1为：其中第四步：若估算的剩余飞行时间tg1与tg满足|tg-tg1|＜ε，其中ε为给定的精度要求，则剩余飞行时间为tg1，否则，继续下一步；第五步：将tg1赋值予tg，并返回第一步。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤四具体为：第一步：考虑最优控制原理并采用近似最优解析形式代替准确最优解，设定制导系下姿态程序角形式为：其中，和ψocf表示制导系下...

【专利技术属性】
技术研发人员：韦常柱，崔乃刚，琚啸哲，李源，刁尹，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23