一种小型固体运载火箭末级多约束制导方法

发布时间：2022-01-16 17:34

　　针对耗尽关机的固体运载火箭末级多约束制导问题,提出了在真空飞行段设计一种具有速度管控能力的多约束制导方法。同时针对速度管控引起的状态矢量耦合问题,基于定点制导算法推导出一种适用于耗尽关机制导的拓展理论算法,通过求解交变姿态速度管控方向实现对耦合项的抑制;并对大气层外"助推-滑行-助推"的任务模式,在此理论基础上推导出滑行点火时间、需要速度矢量与终端轨道根数之间的理论关系,解决了固体运载火箭在固定弧长条件下的两点边值问题。蒙特卡洛仿真结果表明:该制导算法对不同载荷任务具有较强的适应能力,对模型的参数偏差及不确定性具有高制导精度和强鲁棒性,因此该算法具有一定的理论意义和工程应用价值。 

【文章来源】：宇航学报. 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章页数】：11 页

【部分图文】：

典型固体运载火箭飞行时序剖面

在耗尽关机方式下,由于发动机产生的总视速度模量一定,需要通过速度管控算法[13-15]产生附加姿态来消耗多余能量,使速度增量在固定弧长约束下的矢量弦长满足制导要求,速度管控算法的制导原理如图2所示。耗尽关机制导问题的本质是求解固定弧长约束下的两点边值问题,本文将此问题分解为多约束制导问题和交变姿态速度管控问题,从而使复杂问题简化。多约束基底制导算法计算所需的速度矢量Γ,速度管控算法主要解算视速度模量WM固定条件下所需要的弦长,则箭体方向xb为:

固体运载火箭在大气层外飞行时,由于发动机推力脉冲大、额定时间短,无动力滑行时间通常远大于发动机工作时间,认为箭体方向始终沿着所需要的速度冲量方向[12]。因此,PA制导算法通过假设发动机持续推进过程中箭体方向xb始终保持某一常值Γ,来研究发动机完全耗尽燃料所产生的“定向速度冲量”与滑行点火时间及终端轨道根数之间的理论关系,PA算法理论如图3所示。图3中,r0为火箭当前时刻的地心距,rig为火箭点火时刻的地心距,rsub.f, vsub.f分别表示外延滑行轨道的额定关机时刻地心距和绝对速度,rorb.f, vorb.f表示实际飞行轨道终端地心距和绝对速度,rimp为滑行轨道与目标轨道交点处的地心距。

【参考文献】：
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本文编号：3593124