吴 楠 张 力

1.战略支援部队信息工程大学，郑州 450001 2.西安卫星测控中心着陆场站，渭南 714000

随着空间技术的不断发展，其军事应用正从空间支援向空间作战转变[1]，某些特殊任务要求载荷要以同时满足终端位置和速度矢量(即六轨道根数)约束条件下直接入轨，做到“快速精确进入空间”。固体小型运载火箭是实现这一要求的有效途径，但对入轨弹道规划提出了新的要求。

固体小型运载火箭的入轨弹道规划，一般有以下2种方法：a)以满足入轨点约束、燃料最省为性能指标，基于弹道计算模型，采用数值优化算法对飞行程序参数进行寻优，进而获得最优入轨弹道[2-4]；b)在原始弹道的基础上，入轨段弹道采用迭代制导方法，控制火箭以满足终端约束入轨[5-7]。以上2种方法均对某种性能指标(通常为燃料最省)具有最优性，但无法达到以满足六轨道根数约束快速进入空间的要求：对于前者，任务的不确定性导致入轨条件不断变化，较长的规划迭代时间影响了方法的快速响应性，且六轨道根数约束过强(通常为3到5个)，全局最优解不一定存在；而对于后者，只能控制推力方向无法改变推力大小的推力模式决定了该方法无法对入轨点x方向位置分量进行控制，即无法以满足六轨道根数约束精确入轨。

本文提出了一种基于相平面控制的入轨弹道设计策略，假设运载火箭采用四级固体发动机，其中前面三级采用固定飞行程序[8]，四级飞行段作为入轨段，基于相平面原理提出并证明在入轨段经过2次恒定方向推力可使火箭以满足位置和速度矢量约束直接入轨，并给出火箭入轨段初始点与入轨点状态所需满足的条件。……