一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统技术方案

本公开属于运载火箭控制技术领域，具体而言涉及一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，包括获取模块；判断调节模块，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；判断时间段模块，根据估计的火箭剩余飞行时间，判断火箭所处的时间阶段；第一计算模块，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；第二计算模块，计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；和第三计算模块，计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；修正模块，根据计算结果得到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；曲线调整模块，根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线，满足稳定性。稳定性。稳定性。

【技术实现步骤摘要】
一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统


[0001]本公开属于运载火箭控制
，具体而言涉及一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]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满足终端程序角约束的迭代制导修正系统以在关机后同时满足入轨精度要求和终端姿态约束。
[0004]为了解决上述问题，本公开提供的技术方案包括：
[0005]提供了一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，包括：获取模块，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；判断调节模块，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；判断时间段模块，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；计算模块，包括第一计算模块，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；第二计算模块，计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；和第三计算模块，计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；修正模块，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，并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；曲线调整模块，根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线。
[0006]优选的，所述判断调节模块包括：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：其中为该时刻迭代俯仰程序角，为该时刻期望终端俯仰程序角，为俯仰程序角偏差允许值；所述第二关系包括：其中为该时刻迭代偏航程序角，ψ
cxf
为该时刻期望终端偏航程序角，ε
ψ
为偏航程序角偏差允许值。
[0007]优选的，所述判断时间段模块包括：当估计的火箭剩余飞行时间满足T
TZ
<T
k
≤T
L1
时，火箭处于交变量清零段；当估计的火箭剩余飞行时间满足T
L2
<T
k
≤T
TZ
时，火箭处于程序角调整段；当估计的火箭剩余飞行时间满足T
k
≤T
L2
时，火箭处于程序角保持段；其中，T
L1
为
交变量清零段的时间门限，T
TZ
为程序角调整段的时间门限，T
L2
为程序角保持段的时间门限，T
k
为估计的剩余飞行时间。
[0008]优选的，所述第一计算模块的计算过程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：
[0009][0010]其中，[dv
x1
,dv
y1
,dv
z1
]T
为第一速度增量，为箭体系下的视加速度。
[0011]优选的，所述第二计算模块的计算过程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：
[0012][0013][0014][0015]其中，[dv
x2
,dv
y2
,dv
z2
]T
为第二速度增量。
[0016]优选的，所述第三计算模块的计算过程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：
[0017][0018]其中，[dv
x3
,dv
y3
,dv
z3
]T
为第三速度增量。
[0019]优选的，所述修正模块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：
[0020][0021]其中，[dv
x_TZ
,dv
y_Tz
,dv
z_TZ
]T
为迭代制导速度补偿量。
[0022]优选的，所述修正模块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：
[0023][0024][0025]其中，[V
′
x
,V
′
y
,V
′
z
]T
为补偿后的速度矢量，[V
x
,V
y
,V
z
]T
为火箭当前时刻速度，k
TZ
为补偿系数，V
′
为补偿后的速度模值；将[V
′
x
,V
′
y
,V
′
z
]T
替代当前速度矢量，计算迭代制导的预估关机时间；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。
[0026]优选的，所述曲线调整模块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：
[0027][0028][0029]其中，为俯仰程序角随时间变化的函数，为交变量清零段结束时刻迭代俯仰程序角；
[0030]所述偏航程序角调整曲线表示为：
[0031][0032][0033]其中，ψ
cx
(t)为偏航程序角随时间变化的函数，ψ
cx0
为交变量清零段结束时刻迭代偏航程序角。
[0034]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，本专利技术所涉及的系统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；提出一种两次曲段二线函数拼接的程序角调整系统，使程序角速度变化满足“慢
‑
快
‑
慢”的控制需求。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，其特征在于，包括：获取模块，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；判断调节模块，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；判断时间段模块，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；计算模块，包括第一计算模块，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；第二计算模块，计算程序角调整段姿态变化产生的第二速度增量；和第三计算模块，计算程序角保持段期望终端程序角产生的第三速度增量；修正模块，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，并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；曲线调整模块，根据修正后的火箭剩余飞行时间得到程序角调整曲线。2.根据权利要求1所述的一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，其特征在于，所述判断调节模块包括：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：其中为该时刻迭代俯仰程序角，为该时刻期望终端俯仰程序角，为俯仰程序角偏差允许值；所述第二关系包括：其中为该时刻迭代偏航程序角，ψ
cxf
为该时刻期望终端偏航程序角，ε
ψ
为偏航程序角偏差允许值。3.根据权利要求1所述的一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，其特征在于，所述判断时间段模块包括：当估计的火箭剩余飞行时间满足T
TZ
＜T
k
≤T
L1
时，火箭处于交变量清零段；当估计的火箭剩余飞行时间满足T
L2
＜T
k
≤T
TZ
时，火箭处于程序角调整段；当估计的火箭剩余飞行时间满足T
k
≤T
L2
时，火箭处于程序角保持段；其中，T
L1
为交变量清零段的时间门限，T
TZ
为程序角调整段的时间门限，T
L2
为程序角保持段的时间门限，T
k
为估计的剩余飞行时间。4.根据权利要求2所述的一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，其特征在于，所述第一计算模块的计算过程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：其中，[dv
x1
，dv
y1
，dv
z1
]
T
为第一速度增量，为箭体系下的视加速度。5.根据权利要求4所述的一种满足终端程序角约束的迭代制导修正系统，其特征在...

【专利技术属性】
技术研发人员：王聪，柴嘉薪，何勇，宋征宇，胡海峰，许传明，潘豪，邵梦晗，尚腾，王健，焦君，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：