滿足多約束的主動段能量管理制導方法

徐 衡 陳萬春

(北京航空航天大學 宇航學院，北京100191)

運載火箭穿越稠密大氣過程中，氣動力與發動機推力有著強烈的耦合關系，因此主動段制導問題一直都具有很強的挑戰性［1］.針對大氣層內的主動段制導問題，文獻［1－3］通過最優控制方法建立模型，使用經典有限差分法求解兩點邊值問題，得到滿足最優指標的閉環制導規律.然而隨著近年來高超音速飛行器的不斷發展，高超音速飛行器運載任務對運載火箭制導系統提出了更高的要求，僅僅得到最優制導規律是不夠的.

對于高超音速飛行器運載任務，運載火箭制導系統需要滿足多種終端約束條件.如高超音速飛行器X-43，在主動段終端要求速度方向沿當地水平方向，即當地彈道傾角為0.對于指定射程彈道，主動段終端速度的大小必須為指定值.為滿足分離要求，主動段終端攻角需較小，且分離前需保持定軸飛行，即姿態角變化率為0.同時，在飛行過程中還需要滿足動壓、動壓攻角乘積、過載、姿態角變化率的過程約束條件.上述約束條件對于帶關機控制的液體火箭發動機來說比較容易實現，但對于目前廣泛使用的耗盡關機型固體火箭發動機來說，則需要通過能量管理來消耗多余能量，以滿足上述終端約束條件.

針對固體火箭主動段能量管理問題，各種方法都是通過控制推力與速度之間夾角來消耗多余能量的.

文獻［4］和文獻［5］提出了一種在主動段初期進行折線式能量……