[发明专利]一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法

说明书

本发明涉及一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法，根据当前弹目矢量计算指令速度矢量角速率，然后计算换坐标系的指令倾角速率，由换坐标系的指令倾角速率计算纵侧向过载；同时由当前高度速度计算牛顿迭代解标推力与剩余时间，之后结合气动数据计算气动力补偿，由气动力补偿和纵侧向过载计算纵侧向过载补偿，之后计算推动力边界中值修正，最后由纵侧向过载和推动力边界中值得到三轴加速度指令。本发明计算量在制导周期以内较优化方式设计的制导律要小得多，具有实时性好的优点。通过对可用中间推力的轨迹跟踪，能够使得制导方案能够满足推力边界要求，同时具有较强的鲁棒性。

技术领域

本发明涉及运载火箭具有推力可调能力且采用垂直回收模式的末制导技术，该发明同时也涉及火星及月球软着陆末制导技术。

背景技术

火箭助推级垂直定点回收并重复使用是一种降低发射成本有效的途径。由于火箭动力着陆段飞行时间短，要求落点精度高，因此火箭垂直定点着陆过程对制导控制方法提出了很高的要求。由于火箭垂直返回定点着陆的制导任务十分复杂，寻找能够满足过程约束以及终端约束并且在收敛特性上具有快速型以及鲁棒性的制导算法，一直是众多学者探索并且研究的方向。近年来，一些火箭垂直回收与定点着陆制导算法相继被提出，在多约束制导算法方面取得了很大的进步，然而依然存在有一些问题亟待解决：

目前只有美国SpaceX公司通过猎鹰-9火箭对其一级助推器真正实现了进行的多次垂直回收，其末制导阶段采用了一种基于凸优化的轨迹规划算法实现在线闭环制导。既根据火箭动力学模型将直接法轨迹优化(非凸)问题转化为由凸函数描述的凸优化问题，从而使原始的非线性规划问题的求解，具有一般数值优化算法所具有的收敛域大的优点，并且还具有更快的收敛速度。在实际计算过程中，凸优化算法具有多项式时间复杂度，从而保证在给定精度条件下具有求解时间可控的收敛效率，能够在预先确定的迭代次数上限内收敛且迭代次数几乎与问题的维数无关。另外，求解凸优化问题时采用的原始-对偶内点法，对于一些特定的凸优化问题该求解器不依赖于任何初始猜想条件并且能够可靠求解。

发明内容

要解决的技术问题

本发明主要解决目前采用凸优化技术存在的不足，既当回收火箭的动力学特性具有高度非线性且强干扰时，考虑过程约束是凸化难度大。此外该方法求解采用数值内点法进行求解，计算量大，当不确定干扰时会导致收敛时间变慢，甚至无法进行快速求解。

为了克服以上凸优化方法确定运载火箭垂直回收段制导律所存在的实时性、收敛性及求解方式复杂等问题，本发明结合实际运载火箭可调推力的特性，从最优控制的角度提出了一种实时的闭环解析制导方案。

技术方案

一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：计算视线坐标内的三个速度分量V_Sx,V_Sy,V_Sz：根据探测系统测量得到在地面雷达坐标系内箭体的三个速度分量V_Tx,V_Ty,V_Tz以及三个位置分量x_T,y_T,z_T，并通过等式计算：

式中弹目连线的高低角和方位角

步骤2：根据地面雷达坐标系内箭体的三个速度分量V_Tx,V_Ty,V_Tz计算弹道坐标系内的速度倾角θ以及抗奇异倾角θ′：

步骤3：根据地面雷达坐标系内箭体的三个速度分量V_Tx,V_Ty,V_Tz计算弹道坐标系内的速度偏角σ以及抗奇异偏角σ'：