【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种，主要应用在运载火箭制导
技术介绍
摄动制导和迭代制导都是应用于运载火箭的制导方法，作为制导律，都是运行于箭载计算机中，在火箭飞行的过程中根据飞行状态将火箭导引向目标轨道的一种实时算法。其导引功能主要通过程序角和其它辅助信息实现。迭代制导是在现代最优控制原理和计算机应用技术基础上发展起来的最优制导方法，运载火箭采用迭代制导时一般在飞出大气层后才开始使用，而在大气层内采用摄动制导，摄动制导是基于标准弹道的，而迭代制导则实时计算最优飞行弹道，当两者输出的控制指令(程序角)偏差较大时，短时间内直接快速切换或线性切换可能导致由摄动制导向迭代制导切换过程中程序角出现跳跃，不利于姿控系统对箭体的稳定控制，缓慢的切换又会造成误差累积。战术导弹控制技术，2006 No. 3，名称“新型弹道导弹闭路制导研究”中分析了潜射弹道导弹摄动制导的基本原理及存在的主要缺点，总结了闭路制导的优点，但是没有介绍摄动制导与迭代制导之间的转换方法。未检索到国外关于这方面技术的相关介绍。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种，该方法能够使制导律切换过程中的姿态快速、平稳过渡。本专利技术的技术解决方案是，步骤如下(I)在进入迭代制导后的第一个周期h时刻，根据地面理论弹道确定摄动制导输出的程序角虼&),并同时计算迭代制导输出的程序角(2)根据所述的摄动制导输出的程序角和迭代制导输出的程序角炉^匕)，计算需要转动的程序角△供和允许转动的最大角加速度a_，并确定转动过程需要的时间At ;所述的需要转动的程序角Ap = ^x (to)-...
【技术保护点】
摄动制导与迭代制导的快速转换方法，其特征在于步骤如下： （１）在进入迭代制导后的第一个周期ｔ↓［０］时刻，根据地面理论弹道确定摄动制导输出的程序角φ↓［ｃｘ］↑［０］（ｔ↓［０］），并同时计算迭代制导输出的程序角φ↓［ｃｘ］↑［ｉ］（ｔ↓［０］）； （２）根据所述的摄动制导输出的程序角φ↓［ｃｘ］↑［０］（ｔ↓［０］）和迭代制导输出的程序角φ↓［ｃｘ］↑［ｉ］（ｔ↓［０］），计算需要转动的程序角Δφ和允许转动的最大角加速度ａ↓［ｍａｘ］，并确定转动过程需要的时间Δｔ；所述的需要转动的程序角Δφ＝φ↓［ｃｘ］↑［ｉ］（ｔ↓［０］）－φ↓［ｃｘ］↑［０］（ｔ↓［０］）； （３）根据步骤（２）的结果，计算ｔ～ｔ＋Δｔ时间内的程序角φ↓［ｃｘ］（ｔ），利用该程序角φ↓［ｃｘ］（ｔ）进行控制，实现摄动制导与迭代制导的快速转换；φ↓［ｃｘ］（ｔ）的计算公式为： ＊＊＊ 其中，ｔ为当前控制时刻。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：吕新广，巩庆海，刘茜筠，曹洁，宋征宇，肖利红，李新明，冯昊，李海，叶松，
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：11[]
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