針對(duì)耗盡關(guān)機(jī)的固體運(yùn)載火箭末級(jí)多約束制導(dǎo)問題,提出了在真空飛行段設(shè)計(jì)一種具有速度管控能力的多約束制導(dǎo)方法。同時(shí)針對(duì)速度管控引起的狀態(tài)矢量耦合問題,基于定點(diǎn)制導(dǎo)算法推導(dǎo)出一種適用于耗盡關(guān)機(jī)制導(dǎo)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(duì)耦合項(xiàng)的抑制;并對(duì)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(dǎo)出滑行點(diǎn)火時(shí)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(yùn)載火箭在固定弧長(zhǎng)條件下的兩點(diǎn)邊值問題。蒙特卡洛仿真結(jié)果表明:該制導(dǎo)算法對(duì)不同載荷任務(wù)具有較強(qiáng)的適應(yīng)能力,對(duì)模型的參數(shù)偏差及不確定性具有高制導(dǎo)精度和強(qiáng)魯棒性,因此該算法具有一定的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。 

【文章來源】：宇航學(xué)報(bào). 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：11 頁(yè)

【部分圖文】：

典型固體運(yùn)載火箭飛行時(shí)序剖面

在耗盡關(guān)機(jī)方式下,由于發(fā)動(dòng)機(jī)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(zhǎng)約束下的矢量弦長(zhǎng)滿足制導(dǎo)要求,速度管控算法的制導(dǎo)原理如圖2所示。耗盡關(guān)機(jī)制導(dǎo)問題的本質(zhì)是求解固定弧長(zhǎng)約束下的兩點(diǎn)邊值問題,本文將此問題分解為多約束制導(dǎo)問題和交變姿態(tài)速度管控問題,從而使復(fù)雜問題簡(jiǎn)化。多約束基底制導(dǎo)算法計(jì)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(zhǎng),則箭體方向xb為:

固體運(yùn)載火箭在大氣層外飛行時(shí),由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力脈沖大、額定時(shí)間短,無動(dòng)力滑行時(shí)間通常遠(yuǎn)大于發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間,認(rèn)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(dǎo)算法通過假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)推進(jìn)過程中箭體方向xb始終保持某一常值Γ,來研究發(fā)動(dòng)機(jī)完全耗盡燃料所產(chǎn)生的“定向速度沖量”與滑行點(diǎn)火時(shí)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(dāng)前時(shí)刻的地心距,rig為火箭點(diǎn)火時(shí)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(jī)時(shí)刻地心距和絕對(duì)速度,rorb.f, vorb.f表示實(shí)際飛行軌道終端地心距和絕對(duì)速度,rimp為滑行軌道與目標(biāo)軌道交點(diǎn)處的地心距。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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