一种运载火箭导引方法与流程

本发明涉及运载火箭控制系统领域，特别是涉及一种导引控制飞行轨迹的方法。

背景技术：

运载火箭在飞行时，为了能够满足飞行任务的多项指标要求，通常需要预先设计一个标准弹道和标准关机点。在火箭实际飞行时，由于飞行环境中的各种干扰以及火箭各系统偏差，实际飞行轨迹会偏离标准弹道，影响飞行任务的精度甚至成败。此外，采用在标准关机点处关机的方案，其关机方程通过在标准关机点处对飞行速度位置等特征量进行泰勒展开的方式获得，为了保证该展开具有足够的精度，火箭的真实飞行速度、位置特征量必须在标准弹道附近，尤其是火箭实际关机点的飞行特征量必须与标准弹道的标准关机点处的特征量足够接近。为了实现上述目的，同时也为了火箭的实际飞行弹道能够实现标准弹道所设计的多项指标要求，通常火箭选择沿标准弹道飞行的方案。

为了实现上述飞行要求，火箭通常采用导引控制的方式。目前的导引控制方式通常为在飞控计算机中预先装订标准弹道的速度、位置，或标准弹道倾角和弹道偏角与标准飞行时间的插值表，在火箭飞行时用实际飞行时间作为自变量对上述弹道数据进行两点线性插值，经过一定计算后形成导引控制量，并用它进行导引控制。但在火箭实际飞行中若实际关机时间与标准关机时间偏差较大，尤其是固体火箭，其发动机推力偏差和工作时间偏差较液体火箭发动机更大，则在发动机耗尽时刻的高度和弹道倾角会有较大偏差，则导引的效果会较差；同时根据导引的物理意义，实际飞行弹道和标准弹道的飞行速度和位置偏差才是导引需要解决的，而不是飞行时间的偏差。另外若采用线性插值，则导引控制量容易不平滑，易对火箭姿态控制产生不良影响。

技术实现要素：

本发明的目的在于针对现有运载火箭飞行导引控制方法以飞行时间为自变量线性插值弹道数据得到导引控制量的做法所存在的不足，提供一种运载火箭的导引控制方法。

本发明提供的一种运载火箭导引方法，包括以下步骤：

离线设计运载火箭的标准飞行弹道；

设计后续姿态控制所需的导引控制系数；

将所述导引控制系数，以及标准弹道特征量与飞行高度的插值表装订到飞控计算机中；

在飞行过程中，根据当前飞行高度，通过预先装订的所述标准弹道特征量与飞行高度的插值表，插值计算该高度下对应的标准弹道特征量；

根据计算出的标准弹道特征量与实际当前弹道特征量的差值，计算当前点的导引量；

将所述当前点导引量限幅后输出给运载火箭姿态控制系统。

进一步地，所述导引控制系数包括法向导引常系数横向导引常系数以及法向导引放大系数和横向导引放大系数其中i取1～6；

所述标准弹道特征量包括标准弹道的速度位置

进一步地，所述导引控制系数包括法向导引放大系数和横向导引放大系数

所述标准弹道特征量包括标准弹道倾角弹道偏角

进一步地，所述根据当前飞行高度，通过预先装订的所述标准弹道特征量与飞行高度的插值表，插值计算该高度下对应的标准弹道特征量的方法为：

其中，为当前飞行高度h下经抛物线插值计算得到的标准弹道的速度各个特征量的数值；k为插值表中与当前飞行高度最接近的高度数值所对应的序号；为插值表中k序号的高度数值；为插值表中k序号的高度对应的相应标准弹道特征量的值。

进一步地，所述计算当前点的导引量的方法为：

其中，

ξi分别表示当前飞行时刻的速度v和位置s各三个分量vx,vy,vz,x,y,z；为当前飞行高度h下经插值计算得到的标准弹道速度位置各三个分量

进一步地，所述计算当前点的导引量的方法为：

其中，θ为当前飞行时刻的弹道倾角，σ为当前飞行时刻的弹道偏角；为当前飞行高度h下经插值计算得到的标准弹道倾角数值；为当前飞行高度下经插值计算得到的标准弹道偏角数值。

进一步地，所述当前点导引量的限幅方法为：

其中，为当前点的法向导引量，uψ(h)为当前点的横向导引量，为限幅后的当前点法向导引量，u′ψ(h)为限幅后的当前点横向导引量，ul为限幅值。

本公开所述导引方法以飞行过程中的高度作为运载火箭导引的自变量，通过抛物线插值得到当前高度对应的标准弹道特征参数，进而根据标准弹道与实际弹道的差距得到运载火箭的导引量，实现将运载火箭的飞行轨迹控制在标准弹道附近的目的。该导引方法能比以飞行时间为导引自变量更准确地修正运载火箭的飞行位置，减少火箭飞行轨迹与标准弹道的偏差，提高导引控制效果；同时，采用抛物线插值比线性插值给出的导引指令更加平滑。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

附图说明：

图1-本公开所述运载火箭导引方法流程图；

图2-以速度和位置作为标准弹道特征量的实施例流程图；

图3-以弹道倾角和偏角为标准弹道特征量的实施例流程图。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

附图1中给出了本发明所述运载火箭导引方法的流程图。如图所示，该方法包括以下步骤：

离线设计运载火箭的标准飞行弹道；

设计后续姿态控制所需的导引控制系数；

将所述导引控制系数，以及标准弹道特征量与飞行高度的插值表装订到飞控计算机中；

在飞行过程中，根据当前飞行高度，通过预先装订的所述标准弹道特征量与飞行高度的插值表，插值计算该高度下对应的标准弹道特征量；

根据计算出的标准弹道特征量与实际当前弹道特征量的差值，计算当前点的导引量；

将所述当前点导引量限幅后输出给运载火箭姿态控制系统。

其中，根据所用导引方法的不同，选择不同的导引控制系数和弹道特征量作为计算依据，同时，为了使得到的导引指令更加平滑，插值计算以抛物线插值方式为优选方案。

具体实施方式进一步举例如下。

实施例一

附图2中给出了本发明第一种实施方式的流程图。该实施例以飞行高度为导引控制的自变量，以速度和位置作为标准弹道特征量，通过抛物线插值方式，插值标准弹道的速度、位置来计算导引控制量。如附图2所示，其主要步骤如下：

(1)离线设计运载火箭的标准飞行弹道。该飞行弹道应当满足飞行的相关性能指标，如火箭运载能力、残骸落区、飞行和分离时刻攻角约束、飞行时间约束等要求，如果是液体火箭，还需要设计标准关机时间。

(2)设计法向导引常系数横向导引常系数以及法向导引放大系数和横向导引放大系数其中i取1～6。

(3)将导引常系数导引放大系数以及标准弹道的速度位置与飞行高度的插值表装订到飞控计算机中。

例如在本实例中，装订的参数数值如下：

装订的插值表如下表所示：

(4)火箭在飞行过程中通过导航算法解算当前飞行高度h，并以h为自变量，根据之前装订的插值表，通过抛物线插值的方式得到当前飞行高度下的标准弹道速度和位置其插值公式如下所示：

其中，为当前飞行高度h抛物线插值标准弹道的速度位置得到的速度、位置各三个分量

为插值表中与当前飞行高度最接近的k序号的高度所对应的速度、位置数值。

本领域技术人员应当理解，采用现有的其他插值方式也能够实现计算当前高度下对应的标准弹道特征量的目的。但相比常用的线性插值而言，采用抛物线插值，后续得到的导引指令更加平滑。

(5)通过下述公式计算当前时刻法向导引量和横向导引量uψ(h)：

其中，

ξi分别表示当前飞行时刻的速度v和位置s各三个分量vx,vy,vz,x,y,z。

(6)对当前点的法向导引量和横向导引量uψ(h)进行限幅，得到限幅后的当前点法向导引量和横向导引量u′ψ(h)，限幅公式如下所示：

其中，ul为限幅值。

(7)输出和u′ψ(h)给运载火箭姿态控制系统。

实施例二

附图3中给出了本公开的第二种实施例的流程图。该实施例以飞行高度为导引控制的自变量，采用弹道倾角和弹道偏角作为标准弹道特征量，用抛物线插值方式插值标准弹道倾角和弹道偏角来进一步计算导引控制量。

(1)离线设计运载火箭的标准飞行弹道，该步骤与实施例一相同。

(2)设计法向导引放大系数和横向导引放大系数

(3)飞控计算机装订的数为导引放大系数及标准弹道倾角和弹道偏角与飞行高度的插值表。

例如在本实例中，装订的参数数值如下：

装订的插值表如下表所示：

(4)火箭在飞行过程中通过导航算法解算当前飞行高度h，并以h为自变量，通过抛物线插值的方式得到当前飞行高度下的标准弹道的弹道倾角和弹道偏角数值，其插值公式如下所示：

其中，为当前飞行高度h抛物线插值标准弹道的弹道倾角和弹道偏角得到的数值为插值表中与当前飞行高度最接近的k序号的高度所对应的弹道倾角、弹道偏角数值。

(5)通过下述公式计算当前时刻法向导引量和横向导引量uψ(h)：

其中，θ为当前飞行时刻的弹道倾角，σ为当前飞行时刻的弹道偏角。

(6)对当前点的法向导引量和横向导引量uψ(h)进行限幅，得到限幅后的当前点法向导引量和横向导引量u′ψ(h)，限幅公式与实施例一相同。

(7)输出和u′ψ(h)给运载火箭姿态控制系统。

本发明相比于传统的运载火箭导引控制方法，产生的有益效果有：

使用高度作为自变量对标准弹道数据进行插值，可以为火箭的导引控制提供更好地修正飞行位置的导引量，从而提高导引效果，使火箭更精确地沿标准弹道飞行，这能够对火箭飞行产生多方面的有益效果：

能够为火箭提供更高的飞行精度，如果该导引控制方案为火箭最终入轨级的飞行方案，则能够让火箭获得更高的入轨精度，如果该导引控制方案为火箭非入轨级的飞行方案，则能够为火箭后续飞行段提供较小的初始误差，减少后续飞行段的误差修正压力；

能够更好地满足标准飞行弹道所优化设计得到的火箭运载能力、残骸落区、飞行攻角约束、飞行时间约束等多项指标要求；

能够更好地保证实际关机点的位置、速度等特征量接近标准关机点的标准特征量，使得关机方程的小偏差条件能够更好地满足；

采用抛物线插值的方式对标准弹道数据进行插值，可以为火箭的姿态控制系统提供更加平滑的导引指令，从而改善姿态控制系统对指令的响应效果。

本发明所述导引方法，也同样适用于有类似飞行弹道的导弹的导引控制。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。