本发明涉及基于几何关系更新目标点的迭代制导方法，属于制导与控制技术领域。
背景技术：
迭代制导具有精度较高、自适应能力强和发射准备工作较少等优点，目前应用已经很成熟。迭代制导满足燃料最省的性能指标，它利用最优控制理论求解5个约束条件下的制导程序角。
对于运载火箭来说，使有效载荷精确地进入预定轨道，能减少航天器能耗，最大限度保证航天器将燃料用于执行空间任务，对于提高航天活动的质量有着重要的意义。而传统的迭代制导方法，只能较好地满足三个速度矢量和Y、Z两个位置矢量方向约束，对于X方向的位置精度无法保证。
技术实现要素：
本发明目的是为了解决传统迭代制导方法由于放开制导坐标系X方向的终端位置约束而导致精度较差的问题，提供了一种基于几何关系更新目标点的迭代制导方法。
本发明所述基于几何关系更新目标点的迭代制导方法，它包括：
对推力和引力进行二次积分，获得制导坐标系下的预测目标点，实时将预测目标点的X方向坐标值与实际终端约束目标点的X方向坐标值相比较，获得X方向实时预测制导偏差；以及
根据X方向实时预测制导偏差，利用几何关系更新方法计算当前预测目标点与新目标点真近点角的更新变化量，进而获得新目标点坐标；并将新目标点作为下一个制导周期中的实际终端约束目标点，直至制导结束。
本发明的优点：本发明基于几何关系更新目标点，根据预测入轨点和目标轨道的几何关系，准确地给出偏差条件下满足入轨要求的更新目标点。采用几何关系利用实时制导偏差对目标点进行更新，可以在满足入轨要求的前提下以十分简洁的方式完成对目标点位置更新，在提高制导精度的同时保证算法计算量较小，自适应性好，适用于椭圆轨道任务，在液体运载火箭制导方面具有十分广阔的应用前景，具有较高的工程实用价值。
附图说明
图1是本发明所述基于几何关系更新目标点的迭代制导方法的流程图；
图2是采用平行线真近点角更新目标点的示意图；
图3是采用平行线真近点角更新目标点的方法流程图；
图4是采用平行线位置速度投影更新目标点的示意图；
图5是采用平行线位置速度投影更新目标点的方法流程图；
图6是延长线真近点角更新目标点的示意图；
图7是分别通过延长线更新真近点角和位置速度坐标投影得到新目标点的方法流程图。
具体实施方式
下面对本发明进行详细的说明：
结合图1所示，本发明实施方式所述基于几何关系更新目标点的迭代制导方法，它包括对推力和引力进行二次积分，获得制导坐标系下的预测目标点，实时将预测目标点的X方向坐标值与实际终端约束目标点的X方向坐标值相比较，获得X方向实时预测制导偏差；以及根据X方向实时预测制导偏差，利用几何关系更新方法计算当前预测目标点与新目标点真近点角的更新变化量，进而获得新目标点坐标；并将新目标点作为下一个制导周期中的实际终端约束目标点，直至制导结束。
具体实施例一：下面结合图2和图3所示，作为示例：本发明实施例采用平行线真近点角更新目标点的方法为：过所述预测目标点作与制导坐标系Y轴平行的直线，将该直线与椭圆目标轨道的交点作为新目标点；通过真近点角的更新变化得到更新后的新目标点坐标，新目标点坐标的获得方法如下：
每一个制导周期所述真近点角的更新变化量Δθ为：
θ＝θ0-Δθ，
其中e为椭圆目标轨道偏心率，θ0为预测目标点真近点角，θ为新目标点真近点角；
中间变量
式中a为椭圆目标轨道半长轴长度，DX为制导坐标系X方向实时预测制导偏差；
再利用椭圆目标轨道的轨道六要素与状态分量之间的关系，得到新目标点坐标：
式中Xocff为制导坐标系下X方向实际终端约束位置分量，Yocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束位置分量，Zocff为制导坐标系下Z方向实际终端约束位置分量，Vxocff为制导坐标系下X方向实际终端约束速度分量，Vyocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束速度分量，Vzocff为制导坐标系下Z方向实际终端约束速度分量，μ为地球引力常量。
如图2所示，通过更新目标点C点的辅助线与半长轴所在直线交于B点，通过B点作垂直于OY轴的辅助线交OY轴于D点，在直角ΔODB中，记OB长为l，由于DB＝DX，∠BOD大小为初始真近点角θ0，由此获得真近点角的更新变化量Δθ。由于从地心轨道坐标系到制导坐标系的转动角度为近心点角距ω与真近点角之和，因此在进行真近点角更新的同时，转换矩阵中的角度也应被同时更新。
本实施例更新真近点角后，利用更新的轨道六根数直接对目标点进行更新，相当于对制导坐标系进行转动更新。
具体实施例二：结合图4和图5所示，作为示例，本发明又一种实施例：采用平行线位置速度投影目标点，其具体方法步骤为：每一个制导周期所述真近点角的更新变化量Δθ为：
θ＝θ0-Δθ；
其中e为椭圆目标轨道偏心率，θ0为预测目标点真近点角，θ为新目标点真近点角；
中间变量
式中a为椭圆目标轨道半长轴长度，DX为制导坐标系X方向预测制导偏差；
根据真近点角的更新变化量Δθ，将新目标点位置速度状态直接投影至原制导坐标系中：
首先由椭圆目标轨道方程获得新目标点的地心距r：
由椭圆目标轨道能量方程获得新目标点的速率大小v为：
μ为地球引力常量；
根据动量矩h＝rvcosβ，将其带入轨道方程可得
进而获得新目标点在原制导坐标系中的投影：
其中速度与制导坐标系OY轴夹角α为：
地心距矢量与速度夹角β为：
Yocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束位置分量，Vxocff为制导坐标系下X方向实际终端约束速度分量，Vyocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束速度分量。
本实施例直接利用坐标进行投影，在采用平行线真近点角更新目标点方法中获得真近点角的更新变化量Δθ后，将更新后的位置速度状态直接投影至原制导坐标系中，此时不进行真近点角更新。
本实施例为了画图方便，在图2的基础上图4中DX与Δθ均为负值，其真近点变化值的计算同具体实施例一推导过程类似。
具体实施例三：结合图6和图7所示，作为示例，本发明实施例采用延长线真近点角更新目标点的方法为：
连接所述预测目标点与椭圆目标轨道焦心获得连线，该连线与椭圆目标轨道的交点作为新目标点：
每一个制导周期所述真近点角的更新变化量Δθ为：
其中Yn-1为预测目标点在制导坐标系Y方向坐标值；DX为制导坐标系X方向预测制导偏差；
新目标点真近点角θ为：
θ＝θ0-Δθ；
θ0为预测目标点真近点角；
再利用椭圆目标轨道的轨道六要素与状态分量之间的关系，得到新目标点坐标：
式中Xocff为制导坐标系下X方向实际终端约束位置分量，Yocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束位置分量，Zocff为导坐标系下Z方向实际终端约束位置分量，Vxocff为制导坐标系下X方向实际终端约束速度分量，Vyocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束速度分量，Vzocff为制导坐标系下Z方向实际终端约束速度分量，μ为地球引力常量，a为椭圆目标轨道半长轴长度，e为椭圆目标轨道偏心率。
其中，OA为预测位置点Y方向坐标值，为Yn-1。
具体实施例四：结合图6和图7所示，作为示例，本发明又一实施例采用延长线位置速度投影新目标点的方法为：
连接所述预测目标点与椭圆目标轨道焦心获得连线，该连线与椭圆目标轨道的交点作为新目标点：
每一个制导周期所述真近点角的更新变化量Δθ为：
其中Yn-1为预测目标点在制导坐标系Y方向坐标值；DX为制导坐标系X方向预测制导偏差；
新目标点真近点角θ为：
θ＝θ0-Δθ；
θ0为预测目标点真近点角；
首先由椭圆目标轨道方程获得新目标点的地心距r：
式中a为椭圆目标轨道半长轴长度，e为椭圆目标轨道偏心率，
由椭圆目标轨道能量方程获得新目标点的速率大小v为：
μ为地球引力常量；
进而获得新目标点在原制导坐标系中的投影：
其中速度与OY轴夹角α为：
地心距矢量与速度夹角β为：
Yocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束位置分量，Vxocff为制导坐标系下X方向实际终端约束速度分量，Vyocff为制导坐标系下Y方向实际终端约束速度分量。
本发明的具体实施例一与具体实施例二都是以与原制导坐标系OY轴平行且相距为DX的平行线与目标轨道交点作为更新目标点。具体实施例三和四则基于延长线与目标轨道交点作为更新目标点。
本发明针对传统迭代制导方法由于放开一个位置约束而导致精度不足进行方法改进。在原有迭代制导算法的基础上，通过引入预测制导偏差项进行目标点修正，并利用4种几何关系更新算法和轨道要素与状态分量之间的关系，完成目标点更新。该方法不改变原有迭代制导算法的基本结构，只对目标点和坐标转换矩阵进行更新，有效提升了传统迭代制导的制导精度。