[发明专利]一种火箭动力定点着陆制导方法

权利要求书

1.一种火箭动力定点着陆制导方法，其特征在于，包括步骤如下：

1)在着陆目标点固联坐标系下建立定点着陆制导模型；

2)将步骤1)建立的定点着陆制导模型凸化为二阶锥规划子问题模型；

3)将无气动着陆问题的最优轨迹作为初始参考轨迹并赋值给步骤2)获得的二阶锥规划子问题，利用内点法对步骤2)获得的二阶锥规划子 问题模型进行初次求解，判定求解结果是否收敛，若不收敛则调整二阶锥规划子 问题模型中的控制余量区间，直至求解结果收敛，获得对应的参考轨迹变量；

4)更新参考轨迹变量

将步骤3)获得的参考轨迹变量，作为输入量，利用内点法对步骤2)获得的二阶锥规划子 问题模型进行求解，判定求解结果是否收敛，若不收敛则调整二阶锥规划子 问题模型中的控制余量区间，直至求解结果收敛，获得更新后的参考轨迹变量；

5)判断步骤4)更新后的参考轨迹变量，是否满足着陆约束条件，若满足，则进入步骤6)；若不满足，则返回步骤4)继续更新参考轨迹变量，直至满足着陆约束条件后进入步骤6)；所述着陆约束条件包括：着陆飞行器的推力大小约束、推力指向约束、终端位置约束及终端速度约束；

6)根据满足着陆约束条件的参考轨迹变量，获得参考轨迹变量对应的推力矢量，确定着陆飞行器发动机的推力幅值与着陆飞行器的姿态角指令，并作为当前周期制导指令发送给着陆飞行器发动机推力调节器及姿态控制系统，然后进入步骤7)；

7)判断当前周期着陆飞行器高度是否低于目标点高度，若满足，则结束着陆飞行器制导工作；若不满足，则进入步骤8)；

8)更新制导周期，根据飞行器当前的运动状态及在线辨识的动力学参数，更新二阶锥规划子问题模型参数，将上个制导周期确定的参考轨迹变量作为新制导周期的初始参考轨迹变量，并返回步骤3)。

2.根据权利要求1所述的一种火箭动力定点着陆制导方法，其特征在于，步骤1)所述的定点着陆制导模型中含地球自转和气动阻力的动力学约束，具体如下：

其中，g＝[0,-g₀,0]为常值引力加速度矢量，g₀为地球表面重力加速度大小，T(t)为当前时刻火箭发动机推力矢量，m(t)为着陆飞行器当前的质量，ω为着陆天体自转角速度矢量，r(t)为着陆飞行器当前的位置矢量，v(t)为着陆飞行器当前的速度矢量，S_ref为着陆飞行器有效横截面积，C_D为气动阻力系数，ρ为大气密度，||v(t)||为着陆飞行器当前的速度矢量的模值。

3.根据权利要求2所述的一种火箭动力定点着陆制导方法，其特征在于，所述控制余量区间满足条件如下：

T_min+ρ₁≤Γ(t)≤T_max-ρ₂

其中，T_min为着陆飞行器的推力最小值，T_max为着陆飞行器的推力最大值，ρ₁的取值范围为0～10％T_min，ρ₂的取值范围为0～15％T_max；Γ(t)为引入的松弛因子，表示一维标量。