韩雪颖，马 英，张志国，余梦伦

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引 言

对我国现役运载火箭来说，在大气层内采用固定程序角飞行，在大气层外飞行段采用摄动制导方法，基本能够满足准确入轨的要求[1]。随着航天领域及相关技术的发展[2]，运载火箭发射任务呈现多样性，对制导精度也提出了更高的要求，摄动制导已经无法满足，需要研究适应能力更强、制导精度更高的自适应制导算法。迭代制导方法是自适应制导诸算法中应用最多的一种[3]。该方法以最优控制理论为基础，根据火箭飞行瞬时状态和终端目标，实时确定出一组最优控制姿态角[4]，具有制导精度高、任务适应性强、箭上飞行软件简单、诸元装订少等优点[5]。1967年，Doris C.Chandler和Isaac E.Smith首先给出了迭代制导方法[6]，该方法在国外得到广泛应用，美国的“土星五号”运载器[7]，欧空局的阿里安火箭、俄罗斯的“能源号”重型运载火箭等都采用了迭代制导技术[8]。国内学者韩祝斋[4]、陈新民、余梦伦[3]、茹家欣[9]等也先后进行了相关研究，并通过仿真证明了迭代制导方法的有效性。目前迭代制导已在我国载人运载火箭及新一代运载火箭上得到成功应用。

传统的迭代制导方法，在发动机推力不可调节的情况下，以终端点的三个速度分量和两个位置分量为约束条件，得到近似处理后的控制角表达式由常值部分和与时间一次项相关的部分相加而成，其中前者为使火箭满足入轨点速度约束所需的部分，后者为在速度约束基础上再使火箭满足入轨点位置约束所需的小量部分。……