[发明专利]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

权利要求书

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，x_r,y_r,z_r为子级与目标的相对位置矢量在惯性系下的分量，x_t,y_t,z_t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，v_rx,v_ry,v_rz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的纵向视线角速率和侧向视线角速率。

5.根据权利要求4所述精确制导方法，其特征在于，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；Ω_x2表示惯性视线角速度在弹道系x轴的分量，Ω_z2、Ω_y2分别为纵向、侧向视线角速率；表示绕y轴旋转ψ_v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，ψ_v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，Ω_z2、Ω_y2分别为纵向、侧向视线角速率。

6.根据权利要求1所述精确制导方法，其特征在于，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

n_PN＝-k_pV×ω₂/g+k_gcosθj₂ (5)

其中，V为火箭子级的速度矢量，k_p为虚拟比例导引系数，k_gcosθ为重力补偿项，k_g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，k_p为虚拟比例导引系数，k_gcosθ为重力补偿项，k_g为重力补偿系数；g表示重力加速度，n_yc为虚拟比例导引过载指令的虚拟比例导引法向过载，n_zc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。