[發明專利]一種基于落點預測的動力下降軌跡規劃在線觸發方法

有效

• 申請號: 202110448732.7
• 申請日: 2021-04-25
• 公開（公告）號: CN113176787B
• 公開（公告）日: 2022-10-21
• 發明（設計）人: 甘慶忠;余薛浩;王建清;王鵬;張宇星;張飛;王祿
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 李晶堯

1.一種基于落點預測的動力下降軌跡規劃在線觸發方法，其特征在于：包括如下步驟：

步驟一、設定速度門限A；對飛行器再入返回過程中氣動減速段的飛行速度進行判別；當飛行速度不低于速度門限A時，按氣動減速段繼續飛行；當飛行速度低于速度門限A，進入步驟二；

步驟二、采用軟著陸軌跡規劃方程組預測落點位置[r_y(t_f),r_z(t_f)]；

步驟三、根據預測的落點位置，實時計算航程預測值S_predicted和航程期望值S_desired；

步驟四、將航程預測值S_predicted和航程期望值S_desired進行比較，當航程預測值S_predicted小于航程期望值S_desired時，按氣動減速段繼續飛行；當航程預測值S_predicted大于等于航程期望值S_desired時，觸發動力下降的在線軌跡規劃，進入步驟五；

步驟五、建立在線軌跡規劃模型，根據在線軌跡規劃模型求出規劃后發動機推力矢量指令T^*(t)、規劃后標稱軌跡位置r^*(t)和規劃后速度矢量v^*(t)，完成在線規劃。

2.根據權利要求1所述的一種基于落點預測的動力下降軌跡規劃在線觸發方法，其特征在于：所述步驟一中，所述氣動減速段為動力下降段的前序飛行階段，飛行速度為相對著陸行星速度。

3.根據權利要求2所述的一種基于落點預測的動力下降軌跡規劃在線觸發方法，其特征在于：所述步驟二中，軟著陸軌跡規劃方程組為：

s,t.

r(t₀)＝r₀,v(t₀)＝v₀,m(t₀)＝m₀

r_x(t_f)＝0,v(t_f)＝0

T(t_f)＝[T_x(t_f)≠0 0 0]

0m_dry≤m(t_f)

0T_min≤||T(t)||≤T_max

式中，||*||為求向量*的模；

r(t)為著陸過程中隨時間變化的位置矢量；

為對r(t)求導；

v(t)為速度矢量；

g＝[-g₀,0,0]為常值引力加速度矢量；其中，g₀為地球表面重力加速度大小；

T(t)為火箭發動機推力矢量；

m(t)為質量；

S_ref為著陸飛行器有效橫截面積；

C_D為氣動阻力系數；

ρ為大氣密度；

α＝1/(I_spg₀)，I_sp為飛行器火箭發動機比沖；

r₀為著陸飛行器預測初始時刻位置矢量；

v₀為著陸飛行器預測初始時刻速度矢量；

m₀為著陸飛行器預測初始時刻質量；

t₀為預測初始時刻；

t_f為預測終端時刻；

r_x(t_f)為著陸終端高度；

T_x(t_f)推力大小值；

m_dry為火箭的結構質量；

T_min為火箭發動機的最小推力；

T_max為火箭發動機的最大推力；

計算出軟著陸軌跡規劃方程組的終端水平位置，即為落點位置[r_y(t_f),r_z(t_f)]。