基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置与流程

技术特征：
1.一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法，其特征在于，包括：建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型；基于所述助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解；基于所述助推段弹道分步求解模型及所述运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段的弹道解析解；根据所述弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取所述运载火箭在助推段的最优制导指令。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型的步骤，包括：基于预先确定的运载火箭的助推段动力学模型，建立所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段弹道的动力学模型；基于所述运载火箭的助推段动力学模型，建立所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段弹道的增量动力学模型；将所述助推段弹道的动力学模型及所述增量动力学模型确定为所述助推段弹道分步求解模型。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于所述助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解的步骤，包括：基于所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段弹道的动力学模型，利用正则摄动理论建立第一正则摄动模型；基于所述第一正则摄动模型，生成零攻角弹道的零阶项微分方程及零攻角弹道的一阶项微分方程；基于所述零攻角弹道的零阶项微分方程，得到所述零攻角弹道的零阶项解析解；基于所述零攻角弹道的一阶项微分方程，得到所述零攻角弹道的一阶项解析解；基于所述零攻角弹道的零阶项解析解及所述零攻角弹道的一阶项解析解，生成所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的近似弹道解析解；将所述近似弹道解析解确定为所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述助推段弹道分步求解模型及所述运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段的弹道解析解的步骤，包括：基于所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段弹道的增量动力学模型，利用正则摄动理论建立第二正则摄动模型；基于所述第二正则摄动模型，生成弹道增量的零阶项微分方程及所述弹道增量的一阶项微分方程；基于所述弹道增量的零阶项微分方程，得到所述弹道增量的零阶解析解；基于所述弹道增量的一阶项微分方程，得到所述弹道增量的一阶解析解；
基于所述弹道增量的零阶项解析解及所述弹道增量的一阶项解析解，生成所述弹道增量的近似解析解；将所述弹道增量的近似解析解与所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解之和确定为所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段的弹道解析解。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取所述运载火箭在助推段的最优制导指令的步骤，包括：基于所述弹道解析解，得到终端状态与攻角曲线之间的关系表达式；基于所述关系表达式，建立终端状态偏差的修正模型；通过切比雪夫插值多项式对预先确定的所述运载火箭在助推段的性能指标进行近似，得到离散的性能指标；基于所述终端状态偏差的修正模型以及所述离散的性能指标，建立最优制导修正的解析求解模型；基于所述最优制导修正的解析求解模型以及预先确定的制导策略，求解最优制导指令。6.一种基于弹道解析解的助推段制导装置，其特征在于，包括：模型建立模块，用于建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型；第一求解模块，用于基于所述助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解；第二求解模块，用于基于所述助推段弹道分步求解模型及所述运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段的弹道解析解；最优制导模块，用于根据所述弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取所述运载火箭在助推段的最优制导指令。7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述模型建立模块还用于：基于预先确定的运载火箭的助推段动力学模型，建立所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段弹道的动力学模型；基于所述运载火箭的助推段动力学模型，建立所述运载火箭的攻角不为零的情况下，所述助推段弹道的增量动力学模型；将所述助推段弹道的动力学模型及所述增量动力学模型确定为所述助推段弹道分步求解模型。8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述第一求解模块还用于：基于所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段弹道的动力学模型，利用正则摄动理论建立第一正则摄动模型；基于所述第一正则摄动模型，生成零攻角弹道的零阶项微分方程及零攻角弹道的一阶项微分方程；基于所述零攻角弹道的零阶项微分方程，得到所述零攻角弹道的零阶项解析解；基于所述零攻角弹道的一阶项微分方程，得到所述零攻角弹道的一阶项解析解；基于所述零攻角弹道的零阶项解析解及所述零攻角弹道的一阶项解析解，生成所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的近似弹道解析解；
将所述近似弹道解析解确定为所述运载火箭的攻角为零的情况下，所述助推段的弹道解析解。9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的机器可执行指令，所述处理器执行所述机器可执行指令以实现权利要求1
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5任一项所述的方法。10.一种机器可读存储介质，其特征在于，所述机器可读存储介质存储有机器可执行指令，所述机器可执行指令在被处理器调用和执行时，所述机器可执行指令促使所述处理器实现权利要求1
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5任一项所述的方法。

技术总结
本发明提供了一种基于弹道解析解的运载火箭助推段制导方法及装置，首先建立运载火箭的助推段弹道分步求解模型，然后基于助推段弹道分步求解模型，利用正则摄动理论求取运载火箭的攻角为零的情况下，助推段的弹道解析解，进一步基于助推段弹道分步求解模型及运载火箭的攻角为零的情况下助推段弹道的解析解，利用正则摄动方法求取运载火箭的攻角不为零的情况下，助推段的弹道解析解；最后根据弹道解析解以及预先确定的制导策略，求取运载火箭在助推段的最优制导指令。本发明通过求取运载火箭在助推段的弹道解析解，并基于此解析解建立了最优制导指令的解析求解模型，避免了进行数值积分预测，提高了制导效率，且实用性较高。且实用性较高。且实用性较高。


技术研发人员：陈万春 赵石磊 杨良
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2021.05.21
技术公布日：2021/10/14