[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

说明书

本发明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。

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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，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。

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。