【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及制導，特別是涉及一種基于牛頓迭代的動力顯式制導方法、裝置、介質及產品。
技術介紹
1、航天智能控制發展的一個重要方向是增強運載火箭制導方法對飛行任務和非致命故障的適應能力。地月轉移軌道入軌是上升段制導面對的極具挑戰性的任務之一。與近地軌道相比，地月轉移軌道具有更高的能量，火箭一般需要更長的推進時間以滿足目標速度約束，由此產生的長推進弧使得推力作用的精確預測和制導規劃更加困難。此外，地月轉移軌道具有大偏心率特征，與圓軌道或近圓軌道不同，隨入軌點位置變化，入軌點速度的幅值亦變化，具有顯著的耦合效應，給制導方法修正入軌點帶來了挑戰。因此，以近地軌道為設計基準的制導方法直接應用在地月轉移軌道入軌任務中時，可能出現精度和燃料最優性下降的問題，甚至出現迭代發散現象。
2、動力顯式制導是一種廣泛使用的火箭上升段制導方法，其源自nasa為航天飛機開發的線性正切制導方法。航天飛機在大氣層外的部分任務中，具有很低的推重比和很長的飛行時間，不滿足先前迭代制導的短推進弧假設，因此迭代制導應用在航天飛機上出現了性能下降甚至迭代發散的現象。為此，nasa研制了多種制導方法，并選擇其中的線性正切制導方法作為基礎，開發了動力顯式制導方法。與先前的迭代制導方法相比，通過應用線性推力方向取代線性程序角假設、待飛速度取代待飛時間、解析重力場取代常值重力場等改進，動力顯式制導具有更強的任務適應性，能夠應對航天飛行在大氣層外多樣化的飛行任務。nasa后續對動力顯式制導進行了多項改進。在nasa最新研制的空間發射系統(sls)中，其上升段飛行仍應
技術實現思路
1、本專利技術的目的是提供一種基于牛頓迭代的動力顯式制導方法、裝置、介質及產品，提高了動力顯式制導的適用性。
2、為實現上述目的，本專利技術提供了如下方案：
3、一種基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，包括：
4、獲取火箭的目標軌道的軌道要素和迭代變量的初值；所述軌道要素包括：半長軸、偏心率、軌道傾角、升交點赤經和近地點幅角，所述迭代變量包括：待增位置、待增速度、第一位置控制方向、第二位置控制方向、推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間；
5、獲取火箭的飛行狀態；所述飛行狀態包括：位置、速度、質量、推力大小和有效排氣速度；
6、在當前時刻，利用牛頓迭代，基于飛行狀態更新推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間，得到更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量和更新后的發動機關機時間；
7、利用數值積分和牛頓迭代，基于飛行狀態、更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量、更新后的發動機關機時間和所述軌道要素，更新待增位置、待增速度、第一位置控制方向和第二位置控制方向，得到更新后的待增位置、更新后的待增速度、更新后的第一位置控制方向和更新后的第二位置控制方向；
8、基于更新后的發動機關機時間和收斂判斷不等式，判斷迭代是否收斂，得到第一判斷結果；
9、若所述第一判定結果為否，則將當前時刻更新為下一時刻，并返回“獲取火箭的飛行狀態”；
10、若所述第一判定結果為是，則輸出更新后的發動機關機時間和更新后的推力方向至火箭的控制系統；更新后的推力方向根據更新后的推力方向的主量和更新后的推力方向的變化量確定；
11、所述控制系統利用更新后的發動機關機時間和更新后的推力方向控制火箭運行，將當前時刻更新為下一時刻，并返回“獲取火箭的飛行狀態”，并基于飛行狀態和軌道要素判斷火箭是否抵達所述目標軌道，得到第二判斷結果；
12、若所述第二判斷結果為是，則結束制導；
13、若所述第二判斷結果為否，則將當前時刻更新為下一時刻，并返回“獲取火箭的飛行狀態”。
14、可選地，獲取火箭的迭代變量的初值，包括：
15、以最省推進劑作為性能指標，在火箭發射前使用軌跡優化軟件對火箭軌跡進行優化設計，確定位置曲線、速度曲線、質量曲線和推力曲線、位置協態曲線、速度協態曲線和發動機關機時間；
16、基于位置曲線、速度曲線、質量曲線和推力曲線、位置協態曲線、速度協態曲線和發動機關機時間，利用迭代變量計算公式，獲取火箭的迭代變量的初值。
17、可選地，迭代變量計算公式，包括：
18、
19、ix＝[ropt(topt)×vopt(topt)]/||ropt(topt)×vopt(topt)||；
20、iy＝[vopt(topt)/||vopt(topt)||]×ix；
21、λ0＝λv,opt(0)；
22、
23、t＝topt；
24、其中，rgo為待增位置；topt為對火箭軌跡進行優化設計得到的發動機關機時間；t為第t時刻；fopt(τ)為第τ時刻的推力；mopt(τ)為第τ時刻的質量；λv,opt(τ)為第τ時刻的速度協態；vgo為待增速度；ix為第一位置控制方向；ropt(topt)為對火箭軌跡進行優化設計得到的發動機關機時間的位置；×為三維向量的插值；vopt(topt)為對火箭軌跡進行優化設計得到的發動機關機時間的速度；iy為第二位置控制方向；λ0為推力方向的主量；λv,opt(0)為初始時刻的速度協態；為推力方向的變化量；t為利用迭代變量計算公式獲取的發動機關機時間。
25、可選地，利用牛頓迭代，基于飛行狀態更新推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間，得到更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量和更新后的發動機關機時間，包括：
26、基于飛行狀態構建第一非線性方程；所述第一非線性方程是關于推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間的方程；
27、采用牛頓迭代，求解所述第一非線性方程，得到推力方向的主量更新量、推力方向的變化量更新量和發動機關機時間更新量；
28、基于所述推力方向的主量更新量更新推力方向的主量，得到更新后的推力方向的主量；
29、基于推力方向的變化量更新量更新推力方向的變化量，得到更新后的推力方向的變化量；
30、基于發動機關機時間更新量更新發動機關機時間，得到更新后的發動機關機時間。
31、可選地，利用數值積分和牛頓迭代，基于飛行狀態、更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量、更新后的發動機關機時間和所述軌道要素，更新待增位置、待增速度、第一位置控制方向和第二位置控制方向，得到更新后的待增位置、更新后的待增速度、更新后的第一位置控制方向本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，獲取火箭的迭代變量的初值，包括：
3.根據權利要求2所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，迭代變量計算公式，包括：
4.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，利用牛頓迭代，基于飛行狀態更新推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間，得到更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量和更新后的發動機關機時間，包括：
5.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，利用數值積分和牛頓迭代，基于飛行狀態、更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量、更新后的發動機關機時間和所述軌道要素，更新待增位置、待增速度、第一位置控制方向和第二位置控制方向，得到更新后的待增位置、更新后的待增速度、更新后的第一位置控制方向和更新后的第二位置控制方向，包括：
6.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，所述收斂判斷不
7.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，推力方向的計算公式為：
8.一種計算機裝置，包括：存儲器、處理器以及存儲在存儲器上并可在處理器上運行的計算機程序，其特征在于，所述處理器執行所述計算機程序以實現權利要求1-7中任一項所述基于牛頓迭代的動力顯式制導方法。
9.一種計算機可讀存儲介質，其上存儲有計算機程序，其特征在于，該計算機程序被處理器執行時實現權利要求1-7中任一項所述基于牛頓迭代的動力顯式制導方法。
10.一種計算機程序產品，包括計算機程序，其特征在于，該計算機程序被處理器執行時實現權利要求1-7中任一項所述基于牛頓迭代的動力顯式制導方法。
...【技術特征摘要】
1.一種基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，獲取火箭的迭代變量的初值，包括：
3.根據權利要求2所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，迭代變量計算公式，包括：
4.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，利用牛頓迭代，基于飛行狀態更新推力方向的主量、推力方向的變化量和發動機關機時間，得到更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量和更新后的發動機關機時間，包括：
5.根據權利要求1所述的基于牛頓迭代的動力顯式制導方法，其特征在于，利用數值積分和牛頓迭代，基于飛行狀態、更新后的推力方向的主量、更新后的推力方向的變化量、更新后的發動機關機時間和所述軌道要素，更新待增位置、待增速度、第一位置控制方向和第二位置控制方向，得到更新后的待增位...
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