一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法技术

一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，属于制导与控制技术领域，具体方案如下：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，并基于梯度修正了由地球自转带来的制导时间偏差，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)而带来的大偏航角条件和剩余时间偏差的制导问题，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。

A gradient solution iterative guidance method considering earth rotation and large yaw angle

【技术实现步骤摘要】
一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法
本专利技术属于制导与控制
，特别是涉及一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法。
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、本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤一：进入本制导周期后，首先通过箭载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；/n步骤二：结合上一周期任务输入的期望目标点位置R

【技术特征摘要】
1.一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：进入本制导周期后，首先通过箭载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：结合上一周期任务输入的期望目标点位置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矢量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：终端位置预测，并得到X方向终端预测位置偏差DX；
步骤五：判断X方向终端预测位置偏差DX是否小于设定阈值ζ且经过时间更新，若同时满足则转入步骤九；否则转入步骤六；
步骤六：求解入轨时间关于X方向终端预测位置偏差的梯度；
步骤七：进行入轨点的位置更新和入轨时间更新；
步骤八：判断X方向终端预测位置偏差DX是否小于设定阈值ζ且经过时间更新，若同时满足则转入步骤九；否则转入步骤六；
步骤九：基于估算的剩余飞行时间以及大偏航角假设进行助推段返回段推力项一次积分、二次积分和引力项的一次积分、二次积分计算；
步骤十：对控制程序角系数求解；
步骤十一：利用姿态转换矩阵将制导坐标系下结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，进入下一周期。


2.根据权利要求1所述的一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，所述步骤三的具体步骤为：
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坐标系下的三轴分量；
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ec为自然对数的底数；
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所述的一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，所述步骤四的具体步骤为：
在得到剩余时间tg后，利用下式得到X方向终端预测位置偏差：



其中，Xocff0为制导目标点在制导坐标系下的X方向位置，Xocf0为瞬时点在制导坐标系下的X方向位置，Vxocf0为瞬时点在制导坐标系下的X方向速度，gxocf为瞬时点与制导目标点之间的平均引力加速度，和分别表示制导坐标系下俯仰程序角和偏航程序角中用于进行终端速度状态约束的部分，与为制导坐标系下俯仰程序角和偏航程序角中用于进行终端位置状态约束部分的系数，F2(tg)、F3(tg)和F5(tg)为积分过程变量。


4.根据权利要求1所述的一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，所述步骤六的具体步骤为：基于标准入轨时间，计算入轨时间关于X方向终端预测位置偏差的梯度采用差分法进行求解，n为周期。


5.根据权利要求2所述的一种考虑地球自转和大偏航角的梯度求解迭代制导方法，其特征在于，所述步骤七中的具体...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐大富，刘玉玺，韦常柱，李源，刁尹，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：黑龙;23