[发明专利]一种火箭动力定点着陆制导方法

说明书

本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。

技术领域

本发明涉及一种火箭动力定点着陆方法，适合应用于运载火箭子级返回地球与定点垂直着陆任务，属于航天运输器制导、导航与控制技术领域。也可应用于月球及火星等地外天体定点软着陆任务，具有广阔的市场前景与应用价值。

背景技术

火箭动力定点软着陆制导方法是运载火箭再入返回与着陆控制系统方案设计的重要内容。目前，该方法的应用主要集中于地外天体着陆任务及近年来的商业火箭一子级垂直回收任务，如上世纪的阿波罗登月工程、近年来的美国火星科学实验室(Mars ScienceLaboratory，MSL)好奇号、洞察号火星着陆任务以及我国的嫦娥三号、嫦娥四号月面软着陆任务；另一方面，美国商业航天企业SpaceX与Blue Origin已经相继验证了火箭子级返回与垂直着陆制导技术的可行性，但由于商业利益，其均未公开其动力着陆制导方法细节。目前公开的应用于实际航天任务的火箭动力着陆制导的设计，第一代技术基于重力转弯制导，该方法局限于发动机推力不可调，能够实现垂直软着陆，但无法考虑终端位置及过程状态约束，着陆精度一般很低；第二代火箭动力着陆制导技术，基于E制导方法，在此算法框架内进行相应的改进，该方法通过设计多项式加速度剖面得到制导指令，制导律简单，计算效率高，但是不能满足诸如燃料、推力大小及方向、防地表碰撞等复杂强约束，该方法对偏差适应性有限，特别是对于火箭着陆任务而言，其剩余燃料有限，推力调节能力约束苛刻，气动等外部干扰更大，如何保证尽可能最省燃料的情况下安全着陆，对制导鲁棒性要求更高；近年来，随着星载或箭载计算机性能的提高，促使基于凸优化理论的第三代火箭动力着陆制导方法得到大量研究，其中的代表性方法G-FOLD(Guidance for Fuel-Optimal LargeDiverts)是美国JPL实验室针对下一代火星精确着陆任务提出的制导方法，其满足约束、燃料最优与自主在线的优良特性在Xombie地面演示飞行器上得到了验证，可解决参数干扰大、动力反推段初始偏差大的难点；由于火星大气稀薄，特别在最终动力下降段，飞行速度已降到亚音速以下，气动力影响较小，因此G-FOLD制导方法将气动力作为干扰，在轨迹规划时未予以考虑。但对于地球返回着陆任务而言，由于地球密度是火星大气密度的一百倍左右，最终着陆段发动机反推点火时气动力影响显著，其影响不可忽略。

现有的基于火箭动力的着陆制导方法，通常存在如下缺陷：

1)考虑约束较少，在大偏差条件下无法实现定点着陆；

2)无法有效考虑动力着陆过程中气动阻力对轨迹规划的影响；

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种火箭动力定点着陆制导方法，能满足火箭动力着陆中动力学、终端、过程状态及控制等复杂多约束，有效解决了发动机主推力与气动阻力协同作用下的定点着陆问题，提高了制导方案对燃料、初始状态和气动等不确定性的适应性，同时权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，提高了返回安全性与着陆控制精度。

本发明的技术方案是：

一种火箭动力定点着陆制导方法，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；