徐 衡 陈万春

(北京航空航天大学 宇航学院，北京100191)

运载火箭穿越稠密大气过程中，气动力与发动机推力有着强烈的耦合关系，因此主动段制导问题一直都具有很强的挑战性［1］.针对大气层内的主动段制导问题，文献［1－3］通过最优控制方法建立模型，使用经典有限差分法求解两点边值问题，得到满足最优指标的闭环制导规律.然而随着近年来高超音速飞行器的不断发展，高超音速飞行器运载任务对运载火箭制导系统提出了更高的要求，仅仅得到最优制导规律是不够的.

对于高超音速飞行器运载任务，运载火箭制导系统需要满足多种终端约束条件.如高超音速飞行器X-43，在主动段终端要求速度方向沿当地水平方向，即当地弹道倾角为0.对于指定射程弹道，主动段终端速度的大小必须为指定值.为满足分离要求，主动段终端攻角需较小，且分离前需保持定轴飞行，即姿态角变化率为0.同时，在飞行过程中还需要满足动压、动压攻角乘积、过载、姿态角变化率的过程约束条件.上述约束条件对于带关机控制的液体火箭发动机来说比较容易实现，但对于目前广泛使用的耗尽关机型固体火箭发动机来说，则需要通过能量管理来消耗多余能量，以满足上述终端约束条件.

针对固体火箭主动段能量管理问题，各种方法都是通过控制推力与速度之间夹角来消耗多余能量的.

文献［4］和文献［5］提出了一种在主动段初期进行折线式能量……