針對耗盡關(guān)機的固體運載火箭末級多約束制導問題,提出了在真空飛行段設(shè)計一種具有速度管控能力的多約束制導方法。同時針對速度管控引起的狀態(tài)矢量耦合問題,基于定點制導算法推導出一種適用于耗盡關(guān)機制導的拓展理論算法,通過求解交變姿態(tài)速度管控方向?qū)崿F(xiàn)對耦合項的抑制;并對大氣層外"助推-滑行-助推"的任務(wù)模式,在此理論基礎(chǔ)上推導出滑行點火時間、需要速度矢量與終端軌道根數(shù)之間的理論關(guān)系,解決了固體運載火箭在固定弧長條件下的兩點邊值問題。蒙特卡洛仿真結(jié)果表明:該制導算法對不同載荷任務(wù)具有較強的適應(yīng)能力,對模型的參數(shù)偏差及不確定性具有高制導精度和強魯棒性,因此該算法具有一定的理論意義和工程應(yīng)用價值。 

【文章來源】：宇航學報. 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

典型固體運載火箭飛行時序剖面

在耗盡關(guān)機方式下,由于發(fā)動機產(chǎn)生的總視速度模量一定,需要通過速度管控算法[13-15]產(chǎn)生附加姿態(tài)來消耗多余能量,使速度增量在固定弧長約束下的矢量弦長滿足制導要求,速度管控算法的制導原理如圖2所示。耗盡關(guān)機制導問題的本質(zhì)是求解固定弧長約束下的兩點邊值問題,本文將此問題分解為多約束制導問題和交變姿態(tài)速度管控問題,從而使復雜問題簡化。多約束基底制導算法計算所需的速度矢量Γ,速度管控算法主要解算視速度模量WM固定條件下所需要的弦長,則箭體方向xb為:

固體運載火箭在大氣層外飛行時,由于發(fā)動機推力脈沖大、額定時間短,無動力滑行時間通常遠大于發(fā)動機工作時間,認為箭體方向始終沿著所需要的速度沖量方向[12]。因此,PA制導算法通過假設(shè)發(fā)動機持續(xù)推進過程中箭體方向xb始終保持某一常值Γ,來研究發(fā)動機完全耗盡燃料所產(chǎn)生的“定向速度沖量”與滑行點火時間及終端軌道根數(shù)之間的理論關(guān)系,PA算法理論如圖3所示。圖3中,r0為火箭當前時刻的地心距,rig為火箭點火時刻的地心距,rsub.f, vsub.f分別表示外延滑行軌道的額定關(guān)機時刻地心距和絕對速度,rorb.f, vorb.f表示實際飛行軌道終端地心距和絕對速度,rimp為滑行軌道與目標軌道交點處的地心距。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]一種多級全固體運載火箭上升段自主制導方法[J]. 張遷,許志,李新國.  宇航學報. 2019(01)
[2]長征運載火箭制導方法[J]. 呂新廣,宋征宇.  宇航學報. 2017(09)
[3]應(yīng)用偽譜法的運載火箭在線制導方法研究[J]. 張志國,余夢倫,耿光有,宋強.  宇航學報. 2017(03)
[4]固體火箭助推段終端多約束能量管理制導研究[J]. 陳思遠,夏群利,李然.  系統(tǒng)工程與電子技術(shù). 2016(08)
[5]固體助推火箭助推段能量管理分析[J]. 閆曉東,呂石,賈曉娟.  西北工業(yè)大學學報. 2013(04)
[6]固體火箭的魯棒自適應(yīng)耗盡關(guān)機制導方法研究[J]. 周軍,潘彥鵬,呼衛(wèi)軍.  航天控制. 2013(03)
[7]基于修正Newton法的固體火箭能量管理彈道設(shè)計[J]. 李新國,王晨曦,王文虎.  固體火箭技術(shù). 2013(01)
[8]滿足多約束的主動段能量管理制導方法[J]. 徐衡,陳萬春.  北京航空航天大學學報. 2012(05)
[9]閉路制導在小型固體運載火箭中的應(yīng)用[J]. 劉云鳳,羅俊,趙世范.  航天控制. 2005(03)
[10]迭代制導在運載火箭上的應(yīng)用研究[J]. 陳新民,余夢倫.  宇航學報. 2003(05)



本文編號：3593124