[发明专利]固体运载火箭的制导方法以及装置、存储介质、电子装置

权利要求书

1.一种固体运载火箭的制导方法，其特征在于，包括：

获取固体运载火箭在目标坐标系中入轨点的速度矢量；

通过将所述入轨点的速度矢量投影至发射惯性系，得到在所述入轨点的速度矢量在所述发射惯性系的投影；

根据所述固体运载火箭在所述发射惯性系的当前位置和当前速度以及所述固体运载火箭的当前位置在发射惯性系中的引力加速度，预测所述固体运载火箭在所述入轨点的速度、在所述入轨点的位置；

根据所述固体运载火箭的待增视速度和额定视加速度，预测所述固体运载火箭距离所述入轨点的剩余飞行时间；

根据所述固体运载火箭在所述入轨点的速度、在所述入轨点的位置以及所述固体运载火箭距离所述入轨点的剩余飞行时间，控制所述固体运载火箭上的轨控喷管；

所述根据所述固体运载火箭的待增视速度和额定视加速度，预测所述固体运载火箭距离所述入轨点的剩余飞行时间包括：

计算所述待增视速度在所述发射惯性系中的分量；

根据所述固体运载火箭的末修轨控喷管额定推力和所述固体运载火箭的末修级额定质量，确定所述固体运载火箭的额定视加速度；

根据所述固体运载火箭的待增视速度与所述固体运载火箭的额定视加速度两者之间的比值，预测所述固体运载火箭距离所述入轨点的剩余飞行时间。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

根据所述固体运载火箭的轨控喷管开启时间，控制关闭所述固体运载火箭上的轨控喷管；

和/或，根据所述固体运载火箭在所述入轨点的速度、位置以及距离所述入轨点的剩余飞行时间，控制关闭所述固体运载火箭上的轨控喷管。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述固体运载火箭在所述发射惯性系的当前位置和当前速度以及所述固体运载火箭的当前位置在发射惯性系中的引力加速度，预测所述固体运载火箭在所述入轨点的速度、在所述入轨点的位置包括：

根据所述固体运载火箭在所述发射惯性系的当前位置和当前速度、所述固体运载火箭的当前位置在发射惯性系中的引力加速度以及所述固体运载火箭的额定视加速度，通过积分计算预测所述固体运载火箭在所述入轨点的速度；

根据所述固体运载火箭在所述发射惯性系的当前速度、所述固体运载火箭的当前位置在发射惯性系中的引力加速度以及所述固体运载火箭的额定视加速度，通过积分计算预测所述固体运载火箭在所述入轨点的位置。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述固体运载火箭在所述入轨点的速度、在所述入轨点的位置以及所述固体运载火箭距离所述入轨点的剩余飞行时间，控制所述固体运载火箭上的轨控喷管之前，包括：

根据所述待增视速度在所述发射惯性系中的分量，计算所述固体运载火箭的制导指令，其中，所述制导指令至少包括以下之一：固体运载火箭的俯仰、固体运载火箭的偏航、固体运载火箭的滚转程序角；

通过所述固体运载火箭上的轨控喷管进行制导调整。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过将所述入轨点的速度矢量投影至发射惯性系，得到在所述入轨点的速度矢量在所述发射惯性系的投影包括：

根据所述固体运载火箭在所述入轨点的速度矢量在目标坐标系中的投影表示为目标轨道参数的函数，其中，所述目标轨道参数的函数中至少包括以下参数：所述入轨点的目标速度、地球引力系数、所述入轨点目标轨道半长轴、入轨点目标当地速度倾角；

通过坐标系转换矩阵和所述目标轨道参数的函数，将所述目标坐标系中的所述入轨点速度矢量投影至发射惯性系，其中，所述坐标系转换矩阵至少包括以下矩阵：发射坐标系转发射惯性坐标系转换矩阵、地心坐标系转发射坐标系转换矩阵、目标坐标系转地心坐标系转换矩阵；其中，所述坐标系转换矩阵至少包括以下参数：发射方位角、发射点纬度、发射点经度、地球自转角速度、火箭距离点火时间。

6.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行所述权利要求1至5任一项中所述的方法。

7.一种电子装置，包括存储器和处理器，其特征在于，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行所述权利要求1至5任一项中所述的方法。