基于相平面控制的固体火箭快速精确入轨策略

对于仅能控制推力方向的固体火箭入轨段,为保证火箭以同时满足六轨道根数约束直接入轨,提出一种基于相平面控制的弹道设计方法。首先,证明经过2次恒定方向推力使火箭同时满足位置和速度矢量(即六轨道根数)约束直接入轨的可行性,并给出此时火箭初始点与入轨点状态需要满足的条件。然后,推导火箭初始点及入轨点状态与推力方向角的关系方程组,采用数值方法求解该方程组以获得保证入轨的推力方向角。仿真结果表明,与传统的弹道设计方法相比,提出的方法对推力方向角的解算更为简便,缩短了弹道设计的耗时,且可以使火箭终端位置和速度矢量6个参数同时满足入轨精度要求。