一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质与流程

1.本技术涉及飞行器制导与控制技术领域，尤其涉及一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质。


背景技术：

2.迭代制导方法由于其控制变量为推力方向矢量，而推力矢量方向就决定了火箭姿态，因此不能对姿态进行强行约束，当载荷有入轨姿态要求时，如果没有调姿系统单独进行调姿，则难以满足其要求。
3.目前提出的迭代制导方法主要解决入轨精度问题，未给出入轨姿态的相关解决方法。


技术实现要素：

4.为了解决上述技术缺陷之一，本技术提供了一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质。
5.本技术第一个方面，提供了一种基于末端程序角保持的迭代制导方法，所述方法包括：
6.获取预先装订的参数；
7.确定终端姿态参数；
8.确定积分变量；
9.根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；
10.根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。
11.可选地，所述预先装订的参数包括如下的一种或多种：入轨点的俯仰程序角偏航程序角
12.可选地，所述预先装订的参数在运载火箭起飞前被装订于所述运载火箭软件中。
13.可选地，所述终端姿态参数为平均俯仰程序角和平均偏航程序角
14.可选地，所述确定终端姿态参数，包括：
15.确定
16.确定
17.其中，δw
x
为当前点与目标点之间的速度增量在x轴的分量，δwy为当前点与目标点之间的速度增量在y轴的分量，δwz为当前点与目标点之间的速度增量在z轴的分量。
18.可选地，所述确定积分变量，包括：
19.确定单重积分变量；
20.确定双重积分变量。
21.可选地，所述确定单重积分变量，包括：
22.确定第一单重积分变量l
12
＝f1(0,t1) f1(t1,t2)和第二单重积分变量l3＝f1(t2,tk)；其中，a,b为变量，t1为当前飞行时刻到第一飞行段结束之间的剩余飞行时间，t2为当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间，tk为当前总的剩余的飞行时间，为加速度敏感的视加速度值，t为积分公式中的时间变量；
23.确定第三单重积分变量i
12
＝f2(0,t1) f2(t1,t2)；其中，)；其中，
24.确定第四单重积分变量p
12
＝f3(0,t1) f3(t1,t2)；其中，)；其中，
25.确定第五单重积分变量n
12
＝f4(0,t1) f4(t1,t2)；其中，)；其中，
26.确定第六单重积分变量j
12
＝f5(0,t1) f5(t1,t2)；其中，)；其中，
27.可选地，所述确定双重积分变量，包括：
28.确定第一双重积分变量s
12
＝f6(0,t1) f6(t1,t2)和第二双重积分变量s3＝f6(t2,tk)；其中，
29.确定第三双重积分变量q
12
＝f7(0，t1) f7(t1，t2)；其中，)；其中，
30.确定第四双重积分变量m
12
＝f8(0，t1) f8(t1，t2)；其中，)；其中，
31.确定第五双重积分变量h
12
＝f9(0，t1) f9(t1，t2)；其中，)；其中，
32.确定第六双重积分变量k
12
＝f
10
(0，t1) f
10
(t1，t2)；其中，)；其中，
33.可选地，所述根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数，包括：
34.根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角；
35.根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角。
36.可选地，所述根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序
角系数，包括：
37.根据如下公式确定偏航程序角系数：
[0038][0039]
基于所述偏航程序角系数，采用如下公式确定偏航程序角：
[0040][0041]
其中，δv
ξ
带横向速度的分量，δζ为带横向位置约束的分量，k2，k4，k6均为偏航程序角系数，ψk(t)为当前时刻的偏航程序角。
[0042]
可选地，所述δv
ξ
和δζ由速度和位置偏差计算得到。
[0043]
可选地，所述根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角，包括：
[0044]
根据如下公式确定俯仰程序角系数：
[0045][0046]
基于所述俯仰程序角系数，采用如下公式确定俯仰程序角：
[0047][0048]
其中，δv
η
带纵向速度的分量，δη为带纵向位置约束的分量，k1，k3，k5均为俯仰程序角系数，为当前俯仰程序角；
[0049]
a1＝(c1l
12-c2i
12-c3p
12
)，a2＝(c1i
12-c2p
12-c3n
12
)，a3＝(c1p
12-c2n
12-c3j
12
)，a4＝(c1s
12-c2q
12-c3m
12
)，a5＝(c1q
12-c2m
12-c3h12，a6＝c1m12-c2h12-c3k12；
[0050][0051]
可选地，所述δv
η
和δη由速度和位置偏差计算得到。
[0052]
本技术第二个方面，提供了一种电子设备，包括：
[0053]
存储器；
[0054]
处理器；以及
[0055]
计算机程序；
[0056]
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
[0057]
本技术第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上述第一个方面所述的方法。
[0058]
本技术提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭
代制导。本技术的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
附图说明
[0059]
此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本技术的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0060]
图1为本技术实施例提供的一种基于末端程序角保持的迭代制导方法的流程示意图；
[0061]
图2为本技术实施例提供的另一种基于末端程序角保持的迭代制导方法的流程示意图。
具体实施方式
[0062]
为了使本技术实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本技术的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本技术的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0063]
在实现本技术的过程中，发明人发现，目前提出的迭代制导方法主要解决入轨精度问题，未给出入轨姿态的相关解决方法。
[0064]
针对上述问题，本技术实施例中提供了一种基于末端程序角保持的迭代制导方法、设备及介质，该方法包括：获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本技术的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
[0065]
参见图1，本实施例提供的基于末端程序角保持的迭代制导方法实现流程如下：
[0066]
101，获取预先装订的参数。
[0067]
在运载火箭起飞前，会将参数装订在运载火箭软件中，本步骤会获取该参数。
[0068]
也就是说本步骤中预先装订的参数在运载火箭起飞前被装订于运载火箭软件中。
[0069]
其中，预先装订的参数包括但不限于如下的一种或多种：入轨点的俯仰程序角偏航程序角当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间t2(即末端迭代程序角保持时间)，其他参数。
[0070]
例如，起飞前，将入轨点的俯仰程序角偏航程序角末端迭代程序角保持时间t2和各项参数装订于箭载软件中。本步骤会从箭载软件中获取入轨点的俯仰程序角偏航程序角当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间t2和各项参数。
[0071]
102，确定终端姿态参数。
[0072]
其中，终端姿态参数为平均俯仰程序角和平均偏航程序角
[0073]
因此，本步骤追确定平均俯仰程序角和确定平均偏航程序角
[0074]
具体的，
[0075]
其中，δw
x
为当前点与目标点之间的速度增量在x轴的分量，δwy为当前点与目标点之间的速度增量在y轴的分量，δwz为当前点与目标点之间的速度增量在z轴的分量。
[0076]
103，确定积分变量。
[0077]
其中，积分变量包括单重积分变量和双重积分变量。
[0078]
因此本步骤会确定单重积分变量和双重积分变量。在确定过程中会考虑t2，t2与预先装订于运载火箭软件中。
[0079]
下面分别介绍确定单重积分变量的实现过程和确定双重积分变量的实现过程。
[0080]
1、确定单重积分变量的实现过程
[0081]
确定第一单重积分变量l
12
＝f1(0，t1) f1(t1，t2)和第二单重积分变量l3＝f1(t2，tk)。其中，a，b为变量，t1为当前飞行时刻到第一飞行段结束之间的剩余飞行时间，t2为当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间，tk为当前总的剩余的飞行时间，为加速度敏感的视加速度值，t为积分公式中的时间变量。
[0082]
需要说明的是，a，b是函数变量，是一个不限定具体取值的变量，以确定第一和第二单重积分变量为例，a可以为0，也可以为t1，还可以为t2，或者其他值。如果a＝0，那么b＝t1。如果a＝t1，那么b＝t2。如果a＝t2，那么b＝tk。如果a为其他值，那么b也可以为其他值。本实施例及后续实施例不对a，b的具体取值进行说明，后续不再进行说明。
[0083]
确定第三单重积分变量i
12
＝f2(0，t1) f2(t1，t2)。其中，)。其中，
[0084]
确定第四单重积分变量p
12
＝f3(0，t1) f3(t1，t2)。其中，)。其中，
[0085]
确定第五单重积分变量n
12
＝f4(0，t1) f4(t1，t2)。其中，)。其中，
[0086]
确定第六单重积分变量j
12
＝f5(0，t1) f5(t1，t2)。其中，)。其中，
[0087]
需要说明的是，本实施例及后续实施例“第一单重积分变量”，“第二单重积分变量”，“第三单重积分变量”，“第四单重积分变量”，“第五单重积分变量”，“第六单重积分变量”中的“第一”，“第二”，“第三”，“第四”，“第五”，“第六”仅为标识作用，用于区分通过不同的基准函数得到的单纯积分变量，不具有任何实际含义。也就是说，“第一单重积分变量”为单重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第二单重积分变量”为
单重积分变量，其也是根据基准函数确定的，但是二者的计算公式不同。“第三单重积分变量”为单重积分变量，其是根据基准函数为单重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第四单重积分变量”为单重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第五单重积分变量”为单重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第六单重积分变量”为单重积分变量，其是根据基准函数确定的。
[0088]
2、确定双重积分变量的实现过程
[0089]
确定第一双重积分变量s
12
＝f6(0，t1) f6(t1，t2)和第二双重积分变量s3＝f6(t2，tk)。其中，
[0090]
确定第三双重积分变量q
12
＝f7(0，t1) f7(t1，t2)。其中，)。其中，
[0091]
确定第四双重积分变量m
12
＝f8(0，t1) f8(t1，t2)。其中，)。其中，
[0092]
确定第五双重积分变量h
12
＝f9(0，t1) f9(t1，t2)。其中，)。其中，
[0093]
确定第六双重积分变量k
12
＝f
10
(0，t1) f
10
(t1,t2)。其中，)。其中，
[0094]
需要说明的是，本实施例及后续实施例“第一双重积分变量”，“第二双重积分变量”，“第三双重积分变量”，“第四双重积分变量”，“第五双重积分变量”，“第六双重积分变量”中的“第一”，“第二”，“第三”，“第四”，“第五”，“第六”仅为标识作用，用于区分通过不同的基准函数得到的双纯积分变量，不具有任何实际含义。也就是说，“第一双重积分变量”为双重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第二双重积分变量”为双重积分变量，其也是根据基准函数确定的，但是二者的计算公式不同。“第三双重积分变量”为双重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第四双重积分变量”为双重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第五双重积分变量”为双重积分变量，其是根据基准函数确定的。“第六双重积分变量”为双重积分变
量，其是根据基准函数确定的。
[0095]
例如，本步骤中确定的单重积分变量如表1所示，双重积分变量如表2所示。
[0096]
表1
[0097][0098]
表2
[0099][0100]
104，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数。
[0101]
其中，姿态角系数为偏航程序角和俯仰程序角。
[0102]
因此，本步骤会根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角。
[0103]
1、根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角的实现方案
[0104]
1)根据如下公式确定偏航程序角系数：
[0105][0106]
其中，δv
ξ
带横向速度的分量，δζ为带横向位置约束的分量，k2，k4，k6均为偏航程序角系数。
[0107]
δv
ξ
和δζ由速度和位置偏差计算得到。
[0108]
2)基于偏航程序角系数，采用如下公式确定偏航程序角：
[0109][0110]
ψk(t)为当前时刻的偏航程序角。
[0111]
2、根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角的实现方案
[0112]
1)根据如下公式确定俯仰程序角系数：
[0113][0114]
其中，δv
η
带纵向速度的分量，δη为带纵向位置约束的分量，k1，k3，k5均为俯仰程序角系数。
[0115]
a1＝(c1l
12-c2i
12-c3p
12
)，a2＝(c1i
12-c2p
12-c3n
12
)，a3＝(c1p
12-c2n
12-c3j
12
)，a4＝(c1s
12-c2q
12-c3m
12
)，a5＝(c1q
12-c2m
12-c3h12，a6＝c1m12-c2h12-c3k12。
[0116][0117]
δv
η
和δη由速度和位置偏差计算得到。
[0118]
2)基于所述俯仰程序角系数，采用如下公式确定俯仰程序角：
[0119][0120]
为当前俯仰程序角。
[0121]
105，根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。
[0122]
本实施例针对运载火箭的迭代制导末期迭代程序角保持这个特点，提供了一种基于末端程序角保持的迭代制导方法。该方法求解了平均程序角的基础上，通过整个飞行段(正常迭代飞行段和迭代飞行末段)视速度增量来完成各个积分变量的计算，完成偏航角和俯仰角程序角计算，得到带有末端迭代保持段的实时程序角，用于飞行控制。
[0123]
如图2所示，运载火箭起飞前装订参数，起飞后基于该参数确定平均俯仰程序角和平均偏航程序角，随后确定积分变量以及确定姿态角系数，进而进行迭代制导。解决了包括正常迭代段和迭代末段都能兼顾入轨姿态和轨道精度的问题。
[0124]
本实施例提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法，细化了与迭代制导使用的相关的积分变量，其中积分相关变量重点考虑了末端程序角保持段的积分值引入系统。
[0125]
本实施例提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法，采用了分飞行段来描述
迭代程序角，更精确地描述了二次曲线迭代制导方法的程序角表述。
[0126]
本实施例提供一种基于末端程序角保持的迭代制导方法获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本技术的方法根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
[0127]
基于上述基于末端程序角保持的迭代制导方法的同一发明构思，本实施例提供一种电子设备，该电子设备包括：存储器，处理器，以及计算机程序。
[0128]
其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现上述图1所示的基于末端程序角保持的迭代制导方法。
[0129]
具体的，
[0130]
获取预先装订的参数。
[0131]
确定终端姿态参数。
[0132]
确定积分变量。
[0133]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数。
[0134]
根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。
[0135]
可选地，预先装订的参数包括如下的一种或多种：入轨点的俯仰程序角偏航程序角
[0136]
可选地，预先装订的参数在运载火箭起飞前被装订于运载火箭软件中。
[0137]
可选地，终端姿态参数为平均俯仰程序角和平均偏航程序角
[0138]
可选地，确定终端姿态参数，包括：
[0139]
确定
[0140]
确定
[0141]
其中，δw
x
为当前点与目标点之间的速度增量在x轴的分量，δwy为当前点与目标点之间的速度增量在y轴的分量，δwz为当前点与目标点之间的速度增量在z轴的分量。
[0142]
可选地，确定积分变量，包括：
[0143]
确定单重积分变量。
[0144]
确定双重积分变量。
[0145]
可选地，确定单重积分变量，包括：
[0146]
确定第一单重积分变量l
12
＝f1(0,t1) f1(t1，t2)和第二单重积分变量l3＝f1(t2,tk)。其中，a,b为变量，t1为当前飞行时刻到第一飞行段结束之间的剩余飞行时间，t2为当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间，tk为当前总的剩余的飞行时
间，为加速度敏感的视加速度值，t为积分公式中的时间变量。
[0147]
确定第三单重积分变量i
12
＝f2(0,t1) f2(t1,t2)。其中，)。其中，
[0148]
确定第四单重积分变量p
12
＝f3(0,t1) f3(t1,t2)。其中，)。其中，
[0149]
确定第五单重积分变量n
12
＝f4(0,t1) f4(t1,t2)。其中，)。其中，
[0150]
确定第六单重积分变量j
12
＝f5(0,t1) f5(t1,t2)。其中，)。其中，
[0151]
可选地，确定双重积分变量，包括：
[0152]
确定第一双重积分变量s
12
＝f6(0,t1) f6(t1,t2)和第二双重积分变量s3＝f6(t2,tk)。其中，
[0153]
确定第三双重积分变量q
12
＝f7(0,t1) f7(t1,t2)。其中，)。其中，
[0154]
确定第四双重积分变量m
12
＝f8(0,t1) f8(t1,t2)。其中，)。其中，
[0155]
确定第五双重积分变量h
12
＝f9(0，t1) f9(t1,t2)。其中，)。其中，
[0156]
确定第六双重积分变量k
12
＝f
10
(0,t1) f
10
(t1,t2)。其中，)。其中，
[0157]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数，包括：
[0158]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角。
[0159]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角。
[0160]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角包括：
[0161]
根据如下公式确定偏航程序角系数：
[0162]
[0163]
基于偏航程序角系数，采用如下公式确定偏航程序角：
[0164][0165]
其中，δv
ξ
带横向速度的分量，δζ为带横向位置约束的分量，k2，k4，k6均为偏航程序角系数，ψk(t)为当前时刻的偏航程序角。
[0166]
可选地，δv
ξ
和δζ由速度和位置偏差计算得到。
[0167]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角，包括：
[0168]
根据如下公式确定俯仰程序角系数：
[0169][0170]
基于俯仰程序角系数，采用如下公式确定俯仰程序角：
[0171][0172]
其中，δv
η
带纵向速度的分量，δη为带纵向位置约束的分量，k1，k3，k5均为俯仰程序角系数，为当前俯仰程序角。
[0173]
a1＝(c1l
12-c2i
12-c3p
12
)，a2＝(c1i
12-c2p
12-c3n
12
)，a3＝(c1p
12-c2n
12-c3j
12
)，a4＝(c1s
12-c2q
12-c3m
12
)，a5＝(c1q
12-c2m
12-c3h12，a6＝c1m12-c2h12-c3k12。
[0174][0175]
可选地，δv
η
和δη由速度和位置偏差计算得到。
[0176]
本实施例提供的电子设备，其上计算机程序被处理器执行以获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本技术的电子设备根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
[0177]
基于上述基于末端程序角保持的迭代制导方法的同一发明构思，本实施例提供一种计算机可其上存储有计算机程序。计算机程序被处理器执行以实现上述图1所示的基于末端程序角保持的迭代制导方法。
[0178]
具体的，
[0179]
获取预先装订的参数。
[0180]
确定终端姿态参数。
[0181]
确定积分变量。
[0182]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数。
[0183]
根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。
[0184]
可选地，预先装订的参数包括如下的一种或多种：入轨点的俯仰程序角偏航
程序角
[0185]
可选地，预先装订的参数在运载火箭起飞前被装订于运载火箭软件中。
[0186]
可选地，终端姿态参数为平均俯仰程序角和平均偏航程序角
[0187]
可选地，确定终端姿态参数，包括：
[0188]
确定
[0189]
确定
[0190]
其中，δw
x
为当前点与目标点之间的速度增量在x轴的分量，δwy为当前点与目标点之间的速度增量在y轴的分量，δwz为当前点与目标点之间的速度增量在z轴的分量。
[0191]
可选地，确定积分变量，包括：
[0192]
确定单重积分变量。
[0193]
确定双重积分变量。
[0194]
可选地，确定单重积分变量，包括：
[0195]
确定第一单重积分变量l
12
＝f1(0,t1) f1(t1,t2)和第二单重积分变量l3＝f1(t2,tk)。其中，a,b为变量，t1为当前飞行时刻到第一飞行段结束之间的剩余飞行时间，t2为当前时刻到第二飞行段的剩余飞行时间，tk为当前总的剩余的飞行时间，为加速度敏感的视加速度值，t为积分公式中的时间变量。
[0196]
确定第三单重积分变量i
12
＝f2(0,t1) f2(t1，t2)。其中，)。其中，
[0197]
确定第四单重积分变量p
12
＝f3(0,t1) f3(t1,t2)。其中，)。其中，
[0198]
确定第五单重积分变量n
12
＝f4(0,t1) f4(t1,t2)。其中，)。其中，
[0199]
确定第六单重积分变量j
12
＝f5(0,t1) f5(t1,t2)。其中，)。其中，
[0200]
可选地，确定双重积分变量，包括：
[0201]
确定第一双重积分变量s
12
＝f6(0,t1) f6(t1,t2)和第二双重积分变量s3＝f6(t2,tk)。其中，
[0202]
确定第三双重积分变量q
12
＝f7(0,t1) f7(t1,t2)。其中，)。其中，
[0203]
确定第四双重积分变量m
12
＝f8(0,t1) f8(t1,t2)。其中，)。其中，
[0204]
确定第五双重积分变量h
12
＝f9(0,t1) f9(t1,t2)。其中，)。其中，
[0205]
确定第六双重积分变量k
12
＝f
10
(0,t1) f
10
(t1,t2)。其中，)。其中，
[0206]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数，包括：
[0207]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角。
[0208]
根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角。
[0209]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时偏航程序角，包括：
[0210]
根据如下公式确定偏航程序角系数：
[0211][0212]
基于偏航程序角系数，采用如下公式确定偏航程序角：
[0213][0214]
其中，δv
ξ
带横向速度的分量，δζ为带横向位置约束的分量，k2，k4，k6均为偏航程序角系数，ψk(t)为当前时刻的偏航程序角。
[0215]
可选地，δv
ξ
和δζ由速度和位置偏差计算得到。
[0216]
可选地，根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时俯仰程序角，包括：
[0217]
根据如下公式确定俯仰程序角系数：
[0218][0219]
基于俯仰程序角系数，采用如下公式确定俯仰程序角：
[0220][0221]
其中，δv
η
带纵向速度的分量，δη为带纵向位置约束的分量，k1，k3，k5均为俯仰程序角系数，为当前俯仰程序角。
[0222]
a1＝(c1l
12-c2i
12-c3p
12
)，a2＝(c1i
12-c2p
12-c3n
12
)，a3＝(c1p
12-c2n
12-c3j
12
)，a4＝
(c1s
12-c2q
12-c3m
12
)，a5＝(c1q
12-c2m
12-c3h
12
)，a6＝(c1m
12-c2h
12-c3k
12
)。
[0223][0224]
可选地，δv
η
和δη由速度和位置偏差计算得到。
[0225]
本实施例提供的计算机可读存储介质，其上的计算机程序被处理器执行以获取预先装订的参数；确定终端姿态参数；确定积分变量；根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定实时程序姿态角系数；根据程序姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导。本技术的计算机可读存储介质根据预先装订的参数、终端姿态参数与积分变量确定姿态系数，进而根据姿态角系数计算程序姿态角来进行迭代制导目前提出的迭代制，提供了一种迭代制导时控制入轨姿态的解决方法。
[0226]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。本技术实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，面向对象的程序设计语言java和直译式脚本语言javascript等。
[0227]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0228]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0229]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0230]
尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
[0231]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。