一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法技术

本发明专利技术涉及一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，属于制导与控制技术领域。通过箭载GPS/INS导航量测获得惯性系下子级的位置、速度矢量，结合任务的期望目标落点位置、速度信息，计算虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量，通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，得到惯性视线角速度在弹道系下的分量，得到考虑重力补偿的虚拟比例导引过载指令，用于输入栅格舵控制系统实现控制。所述方法具有有效提高子级落区和子级重复使用返回制导精度的特点。

A precise guidance method for substage return section of launch vehicle based on virtual proportional guidance

The invention relates to an accurate guidance method for the sub-stage return phase of a launch vehicle based on virtual proportional guidance, which belongs to the guidance and control technology field. The position and velocity vectors of the sub-level in the inertial system are obtained by the GPS/INS navigation measurement on the rocket. The component of the virtual inertial line-of-sight angular velocity in the ground system is calculated based on the expected target position and velocity information of the mission. Through the coordinate transformation matrix from the ground system to the ballistic system, the Division of the inertial line-of-sight angular velocity in the ballistic system is obtained. The virtual proportional navigation overload instruction considering gravity compensation is obtained, which is used to input the grid rudder control system for control. The method has the characteristics of effectively improving the accuracy of return guidance in sub level falling zone and sub level reuse.

【技术实现步骤摘要】
一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法
本专利技术涉及一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，属于制导与控制

技术介绍
目前现役运载火箭都是一次性使用的，长久以来火箭研发、生产、发射成本居高不下，运送质量1kg物质进入太空的成本约为1-2万美元，大大影响了人类开发太空的规模和效益。作为目前较为便宜的猎鹰-9火箭总造价约为5000多万美元，而其推进剂的成本只有20万美元。因此，如果能够对火箭子级进行无损回收，经过简单维修后再重复使用，则可以极大降低发射成本。现役运载火箭一子级在分离后不再施加控制，无控飞行后再入大气层，落点散布范围很大，且可能经过城镇等人口密集地区，对地面人员和财产安全产生较大威胁，子级经过高速大气再入烧蚀可能分解为若干碎片，无法实现回收再利用，且大大增加搜索和处理难度。
技术实现思路
本专利技术目的是为了解决现有运载火箭子级落区散布半径过大并难以实现重复使用无损回收的问题，提供了一种以栅格舵为执行机构的基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，所采取的技术方案如下：一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，所述运载火箭子级返回段精确制导方法包括以下步骤：步骤一：在运载火箭子级的头部安装栅格舵，通过箭载GPS/INS测量获得惯性系下所述运载火箭子级的位置和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标落点位置和速度信息，获取运载火箭子级的虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量；步骤三：通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下的分量；步骤四：推导虚拟比例导引关系，获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令。进一步地，步骤二所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量包括：相对位置矢量、相对速度矢量和地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度。进一步地，所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量的获取过程为：第一步：根据GPS/SINS导航测得的所述运载火箭子级的位置矢量[x,y,z]和速度矢量确定所述运载火箭子级与目标落点之间的相对位置矢量和相对速度矢量；所述相对位置矢量和相对速度矢量形式如下：其中，xr,yr,zr为子级与目标的相对位置矢量在惯性系下的分量，xt,yt,zt为目标在惯性系下的位置矢量，x,y,z为子级在惯性系下的位置矢量，vrx,vry,vrz为子级与目标在惯性系下的相对速度矢量，为目标在惯性系下的速度矢量，为子级在惯性系下的速度矢量；第二步：利用第一步所述相对位置矢量和相对速度矢量确定地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度，所述地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度为：其中，为子级与目标落点相对距离的平方。进一步地，步骤三惯性视线角速度在弹道系下分量包括：运载火箭子级与目标落点的纵向视线角速率和侧向视线角速率。进一步地，步骤三所述通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下分量的具体方法为：步骤1：将地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度矢量，乘以地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下分量如下：其中：ω2为弹道坐标系下惯性视线角速度矢量；Ωx2表示惯性视线角速度在弹道系x轴的分量，Ωz2、Ωy2分别为纵向、侧向视线角速率；表示绕y轴旋转ψv的转换矩阵，表示绕z轴旋转θ的转换矩阵，并且为地面系到弹道系的坐标转换矩阵,θ为弹道倾角，ψv为弹道偏角；步骤2：将上式展开，最终获得运载火箭子级与目标落点的纵向视线角速率和侧向视线角速率的模型如下：其中，Ωz2、Ωy2分别为纵向、侧向视线角速率。进一步地，步骤四所述推导虚拟比例导引关系，获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令的具体方法为：第1步：含重力补偿的比例导引过载指令的矢量形式表达式为nPN＝-kpV×ω2/g+kgcosθj2(5)其中，V为火箭子级的速度矢量，kp为虚拟比例导引系数，kgcosθ为重力补偿项，kg为重力补偿系数，j2为弹道坐标系y轴的单位矢量；第2步：将第1步所述含重力补偿的比例导引过载指令的矢量形式表达式在弹道系下展开得到如下模型：其中，V为火箭子级的速度大小第3步：获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令，所述虚拟比例导引过载指令如下：其中，kp为虚拟比例导引系数，kgcosθ为重力补偿项，kg为重力补偿系数；g表示重力加速度，nyc为虚拟比例导引过载指令的虚拟比例导引法向过载，nzc为虚拟比例导引过载指令的虚拟比例导引侧向过载，用于输入栅格舵控制系统实现控制。本专利技术有益效果：本专利技术提出了了一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法。该方法设计了以栅格舵为执行机构的、由箭载导航输出的子级状态、装订目标信息组成的虚拟惯性视线角速度模型，推导了弹道系下的虚拟比例导引表达式，得到子级返回段高精度制导指令。本专利技术使用箭载GPS/SINS组合导航仪及装订目标信息实现虚拟比例导引制导，可有效提高子级落区和子级重复使用返回制导精度，相对于传统制导方法，本专利技术所述基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法能够使制导精度提高到10米左右，在运载火箭子级返回落区控制和重复使用回收领域有广阔的应用前景。另外，利用本专利技术提出的精确制导方法进行制导后，运载火箭子级返回过程中飞行速度大、大气相对稠密，高动压条件可提供较高的气动控制效率，且栅格舵相比常规舵面具有更好的控制特性，通过在运载火箭一子级的头部安装栅格舵，配合制导控制系统，可以实现运载火箭子级返回段精度的大幅提升，进而实现火箭子级无损回收、大幅度降低发射成本。附图说明图1是本专利技术所述在头部安装栅格舵的运载火箭子级示意图。图2是本专利技术所述基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法的流程图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术做进一步说明，但本专利技术不受实施例的限制。实施例1：一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，所述运载火箭子级返回段精确制导方法包括以下步骤：步骤一：在运载火箭子级的头部安装栅格舵，通过箭载GPS/INS测量获得惯性系下所述运载火箭子级的位置和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标落点位置和速度信息，获取运载火箭子级的虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量；步骤三：通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下的分量；步骤四：推导虚拟比例导引关系，获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令。其中，步骤二所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量包括：相对位置矢量、相对速度矢量和地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度。所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量的获取过程为：第一步：根据GPS/SINS导航测得的所述运载火箭子级的位置矢量[x,y,z]和速度矢量确定所述运载火箭子级与目标落点之间的相对位置矢量和相对速度矢量；所述相对位置矢量和相对速度矢量形式如下：其中，xr,yr,zr为子级与目标的相对位置矢量在惯性系下的分量，xt,yt,zt为目标在惯性系下的位置矢量，x,y,z为子级在惯性系下的位置矢量，vrx,vry,vrz为子级与目标在惯性系下的相对速度矢量，为目标在惯性系下的速度矢量，为子级在惯性系下的速度矢量；第二步：利用第一步所述相对位置矢量和相对速度矢量确定地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度，所述地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，其特征在于，所述运载火箭子级返回段精确制导方法包括以下步骤：步骤一：在运载火箭子级的头部安装栅格舵，通过箭载GPS/INS测量获得惯性系下所述运载火箭子级的位置和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标落点位置和速度信息，获取运载火箭子级的虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量；步骤三：通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下的分量；步骤四：推导虚拟比例导引关系，获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令。

【技术特征摘要】
1.一种基于虚拟比例导引的运载火箭子级返回段精确制导方法，其特征在于，所述运载火箭子级返回段精确制导方法包括以下步骤：步骤一：在运载火箭子级的头部安装栅格舵，通过箭载GPS/INS测量获得惯性系下所述运载火箭子级的位置和速度矢量；步骤二：结合任务的期望目标落点位置和速度信息，获取运载火箭子级的虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量；步骤三：通过地面系到弹道系的坐标转换矩阵，获得惯性视线角速度在弹道系下的分量；步骤四：推导虚拟比例导引关系，获得含重力补偿的虚拟比例导引过载指令。2.根据权利要求1所述精确制导方法，其特征在于，步骤二所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量包括：相对位置矢量、相对速度矢量和地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度。3.根据权利要求2所述精确制导方法，其特征在于，所述虚拟惯性视线角速度在地面系下的分量的获取过程为：第一步：根据GPS/SINS导航测得的所述运载火箭子级的位置矢量[x,y,z]和速度矢量确定所述运载火箭子级与目标落点之间的相对位置矢量和相对速度矢量；所述相对位置矢量和相对速度矢量形式如下：其中，xr,yr,zr为子级与目标的相对位置矢量在惯性系下的分量，xt,yt,zt为目标在惯性系下的位置矢量，x,y,z为子级在惯性系下的位置矢量，vrx,vry,vrz为子级与目标在惯性系下的相对速度矢量，为目标在惯性系下的速度矢量，为子级在惯性系下的速度矢量；第二步：利用第一步所述相对位置矢量和相对速度矢量确定地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度，所述地面坐标系下视线相对惯性系的旋转角速度为：其中，为子级与目标落点相对距离的平方。4.根据权利要求1所述精确制导方法，其特征在于，步骤三惯性视线角速度在弹道系下分量包括：运载火箭子级与目标落点...

【专利技术属性】
技术研发人员：韦常柱，崔乃刚，浦甲伦，关英姿，韩业鹏，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23