[发明专利]一种火箭软着陆制导方法

说明书

本发明提供了一种火箭软着陆制导方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明通过自适应发动机开机方法获取发动机开机指令，为发动机开机后的着陆过程创造良好初始接入条件，而且根据火箭着陆飞行状态建立的火箭动力软着陆段在线轨迹规划方程，可以实时在线滚动规划后续飞行过程偏差适应能力最强的标称轨迹；通过制导跟踪方法，可以将火箭导引向实时生成的标称轨迹，大大降低火箭着陆过程中干扰的影响；此外，本发明还通过小步长预测关机方法确定发动机关机条件，进一步提升火箭的着陆精度。

技术领域

本发明属于运载火箭控制技术领域，更具体地说，是涉及一种火箭软着陆制导方法。

背景技术

目前能够实现火箭垂直着陆的Falcon系列火箭，其一级或助推级均配置有9台Merlin 1D发动机，通过在着陆过程中仅开启其中几台而不是全部发动机既能够大幅降低推重比，还可以保持推力对称，维持姿态控制稳定。火箭通过调节发动机推力，在着陆前使推重比等于1，以安全落速实现匀速着陆。然而，目前很多现役火箭一级或助推级均只并联了少量发动机，如中国CZ-5、CZ-7火箭，欧洲Ariane 6，日本H3火箭等，一级均只配置了两台发动机。若着陆过程中关闭一台，则很难保持姿态稳定；若不关闭则要求发动机具备深度节流能力，而大推力发动机深度节流一直是一个难题。如果制导方法在最小推力仍大于火箭重力的大推重比条件下仍能够实现火箭定点软着陆，则可以缓解发动机深度节流的压力，使得在役火箭通过发动机节流能力的适当调整，就可以经济的升级为可重复使用运载火箭，避免为了重复使用而设计多台发动机并联的新火箭。但是大推重比条件下，火箭动力着陆段的物理可行域被大幅度压缩，在干扰状态下易飞出可行域，从而难以实现定点软着陆。

发明内容

本发明的目的在于提供一种火箭软着陆制导方法，旨在解决现有火箭垂直着陆时，在干扰状态下易飞出可行域，导致软着陆位置不精确的问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种火箭软着陆制导方法，包括：

采用自适应发动机开机方法获取发动机开机指令；

依照所述发动机开机指令打开火箭发动机，火箭进入软着陆阶段；

根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段第一运动方程和火箭动力软着陆段第一状态约束方程；

根据所述火箭动力软着陆段第一运动方程和所述火箭动力软着陆段第一状态约束方程建立火箭动力软着陆段在线轨迹规划方程；

获取火箭的当前状态量和当前控制量；所述当前状态量包括速度和位置；所述当前控制量包括推力幅值和程序角；

根据所述当前状态量和所述火箭动力软着陆段在线轨迹规划方程得到火箭的理想控制量；所述理想控制量包括理想推力幅值和理想程序角；

采用制导跟踪方法修正理想控制量与当前控制量的偏差；

获取火箭动力软着陆段的标准速度关机量和标准高度关机量；

根据所述标准速度关机量、所述标准高度关机量以及小步长预测关机方法得到火箭发动机关机指令；

依据所述发动机关机指令关闭发动机，火箭软着陆完成。

优选的，所述采用自适应发动机开机方法获取发动机开机指令包括：

根据火箭软着陆运动过程建立火箭动力软着陆段第二运动方程和火箭动力软着陆段第二状态约束方程；

根据所述火箭动力软着陆段第二运动方程和所述火箭动力软着陆段第二状态约束方程建立火箭理想开机速度轨迹规划方程；

获取火箭当前位置和当前速度；

根据所述火箭当前位置和所述火箭理想开机速度轨迹规划方程得到火箭的当前位置理想着陆时间和当前位置理想开机速度；