一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法技术

本发明专利技术涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：获取火箭的全程标准弹道；根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。本发明专利技术中提出的改进偏置比例导引方法，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题，垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，对入轨飞行段的运载能力无影响，同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法
本专利技术涉及一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，属于导航制导

技术介绍
可重复使用运载火箭技术中，火箭垂直回收段的制导控制方法是一项关键技术。以火箭一子级回收为例，返回任务可以分为调姿段、减速转弯段(返回原场才有)、滑行段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段(最后两段统称为垂直回收段)。火箭垂直回收精确着陆，需要同时满足位置和速度双过零的约束，箭体垂直着陆的姿态约束，是一个多目标约束的制导控制优化问题，且下降过程时间短，精度要求高，传统制导方法无法胜任。我国现役运载火箭中所采用的制导方法，如摄动制导、迭代制导都无法直接应用于火箭垂直回收段制导律设计，摄动制导需要跟踪标准弹道，但火箭在返回大气过程中飞行轨迹与标准弹道偏差较大，导致落点精度无法保证；迭代制导基于最优控制问题的解析解，在真空飞行段有较高的精度，但在垂直回收段难以获得高精度的制导律解析结果。如何获得垂直回收段高精度的制导律，是本领域亟待解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，针对含主动力的运载火箭垂直回收段，提供一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，通过气动减速段调整速度方向，保证落点位置和姿态约束，垂直下降段调整速度大小，进一步保证落点速度约束，从而实现火箭精确垂直着陆。本专利技术目的通过如下技术方案予以实现：提供一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，包括如下步骤：(1)获取火箭的全程标准弹道；(2)根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；(3)基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；(4)在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。优选的，步骤(2)中构造的辅助坐标系统包括目标点坐标系of-xyz、半速度坐标系o1-xhyhzh和视线坐标系oo-ξηζ。优选的，辅助坐标系转换关系如下：(1)发射坐标系与目标点坐标系间的转换矩阵Mfl为：Mfl＝MTEf*MfE_lE*MElMEf为目标点坐标系到目标点当地地球坐标系转换矩阵MEl为发射坐标系到发射系当地地球坐标系转换矩阵MfE_lE为发射系当地地球系到目标系当地坐标系转换矩阵其中Δλ＝λf-λ0，A0为发射坐标系的发射方位角，λ0和φ0分别为地理经、纬度，Af为目标点坐标系方位角，λf和φf分别为地理经纬度；(2)目标点坐标系与视线坐标系之间的转化矩阵S0为：其中λD为视线高低角，λT为视线方位角；(3)半速度坐标系与视线坐标系之间的转化矩阵H0为：其中θf为目标坐标系内的速度倾角，σf为目标坐标系内的速度偏角。优选的，步骤(3)中在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律为：其中为俯仰平面内的视线角加速度，为转弯平面内的方位加速度，KGD、KLD和KGT为导引常系数，为视线高低角速度，为视线方位角速度，Tg为剩余飞行时间，λD为视线高低角，λT为视线方位角，γDF为末端视线高低角约束。优选的，步骤(3)中还包括利用偏置比例导引律获得半速度坐标系下的攻角α、侧滑角β控制律如下：其中Ryh,Rzh为气动升力和侧向力分量，Cy、Cz分别为升力和侧力系数，q为动压，Sm为火箭的横截面积，αmax为攻角α的限幅值，βmax为侧滑角β的限幅值，考虑攻角、侧滑角为小量，气动力系数近似为α和β的线性函数，优选的，步骤(4)中增加主动力减速算法的偏置比例导引律如下：其中a为视加速度，H为火箭飞行高度，P为垂直下降段的主动力，v为半速度坐标系内火箭速度幅值，m为火箭质量，g为重力加速度，Rxh为气动阻力。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)传统的火箭制导方法应对上升段和入轨需求有较高的精度，但对于火箭定点垂直精确回收任务，传统的制导方法由于其适用范围的局限性，无法胜任制导律设计。本专利技术中提出的改进偏置比例导引方法，在传统比例导引方法基础上增加末端落角约束，并应用于运载火箭的回收段导引控制，能够有效地解决火箭回收需同时满足位置、速度和姿态多约束的制导控制问题。(2)本专利技术继承了传统制导方法的技术优势，偏置比例导引方法为解析制导方法，算法复杂度低，计算效率高，能够满足在线应用，相比较于火箭传统制导方法，在工程应用上并没有额外的开销，没有增加箭载计算机的负担。垂直着陆段制导律通过气动减速和末段短时间主动力减速，从制导方法上并未对入轨飞行段的运载能力产生影响。同时在应对各种非制导偏差时，比例导引也有较好的适应性。(3)传统的回收制导方法多采用轨迹跟踪制导，预先设计好的标称轨迹满足热流动压等约束条件，制导能满足着陆过程约束，但落点位置和落点速度偏差较大。偏置比例导引结合主动力减速，通过对α,β幅值的约束，能够实现对热流Q和动压q限制的同时，有效地减小脱靶量，改善着陆精度，同时保证垂直姿态需求。附图说明图1为发射坐标系与目标坐标系相对关系图；图2为目标坐标系与视线坐标系相对关系图；图3为火箭回收段含落角约束的偏置比例导引示意图；图4为高度-时间曲线；图5为航程-时间曲线；图6为速度-时间曲线；图7为当地弹道倾角-时间曲线；图8为过载-时间曲线；图9为热流-时间曲线；图10为俯仰程序角-时间曲线；图11为发动机轴向推力-时间曲线；图12为落点横纵向位置偏差；图13为落点速度大小打靶仿真；图14为落点当地弹道倾角打靶仿真；图15为带落角约束比例导引段攻角α变化曲线；图16为落角约束比例导引段侧滑角β变化曲线图；图17为火箭回收段含落角约束的偏置比例导引示意图；图18为本专利技术方法流程图。具体实施方式对于垂直回收制导律，采用带有落角约束的偏置比例导引法进行设计。带落角约束的比例导引在战术导弹中有相关应用(如潘兴导弹等的90度垂直打击目标点)，用在火箭回收不同之处在于增加了主动力减速段。制导律分为两个部分：即气动减速段和含主动力末端减速段。如图18所示，本专利技术一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，步骤如下：(1)利用传统的火箭标准弹道设计方法，结合火箭垂直回收弹道设计方法，设计火箭回收子集的全程标准弹道。(2)根据步骤(1)中给出的全程标准弹道，获取着陆点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；(3)基于标准弹道和辅助坐标系统，在气动减速段采用偏置比例导引算法，同时减小横、纵向位置偏差、落角偏差，以保证子级进入垂直回收区域，开始实时进行开机点预测，进入下一步主动力减速。通过增加攻角、侧滑角约束，对着陆过程中热流和动压进行限制；采用最优导引律设计方法确定垂直回收段的比例导引系数，完成制导律设计，实现火箭回收段沿最优轨迹飞行，保证安全着陆。(4)在垂直下降段，保持(3)中采用的偏置比例导引算法，增加主动力减速算法，减小末端速度大小偏差、进一步减小横、纵向位置偏差、落角偏差，按着陆点高度实施关机。下面以CZ-8火箭一子级不返回原场回收为例说明本专利技术的详细计算流程，并通过结果比对确认本专利技术所提方法的有效性。火箭回收各段制导律设计方法示意图见图17。1、火箭垂直回收全程弹道设计通过传统的火箭标准弹道设计结合垂直回收弹道设计得到全程弹道本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)获取火箭的全程标准弹道；(2)根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；(3)基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；(4)在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。

【技术特征摘要】
1.一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)获取火箭的全程标准弹道；(2)根据全程标准弹道，获取目标点经、纬度，气动减速段起始点火箭运动参数和箭下点经纬度，构造辅助坐标系统；(3)基于辅助坐标系统，在比例导引方法基础上增加末端落角约束，获得偏置比例导引律；(4)在气动减速段采用偏置比例导引律；在垂直下降段，采用增加主动力减速算法的偏置比例导引律。2.如权利要求1所述的适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，其特征在于，步骤(2)中构造的辅助坐标系统包括目标点坐标系of-xyz、半速度坐标系o1-xhyhzh和视线坐标系oo-ξηζ。3.如权利要求2所述的适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法，其特征在于，辅助坐标系转换关系如下：(1)发射坐标系与目标点坐标系间的转换矩阵Mfl为：Mfl＝MTEf*MfE_lE*MElMEf为目标点坐标系到目标点当地地球坐标系转换矩阵MEl为发射坐标系到发射系当地地球坐标系转换矩阵MfE_lE为发射系当地地球系到目标系当地坐标系转换矩阵其中Δλ＝λf-λ0，A0为发射坐标系的发射方位角，λ0和φ0分别为地理经、纬度，Af为目标点坐标系方位角，λf和φf分别为地理经纬度；(2)目标点坐标系与视线坐标系之间的转化矩阵S0为：其中λD为视线高低角，λT为视线方位角；(3)半速度坐标系与视线坐标系之间的转化矩阵H0为：

【专利技术属性】
技术研发人员：张志国，马英，陈风雨，王俊峰，李重远，韩雪颖，朱冬阁，常武权，王建明，耿光有，宋强，肖清，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11