[发明专利]一种月球软着陆垂直接近避障制导方法

权利要求书

1.一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，其特征在于步骤如下：

1)设探测器制导指令计算周期为T，每N个制导指令计算周期进行一次制导参数更新；假设外部导航系统建立在惯性坐标系下，当前周期由导航系统提供的目标着陆点位置矢量为探测器自身在惯性系的位置矢量为rⁱ，速度矢量为vⁱ；设计数器k是一个非负整数，初值为0；所述惯性坐标系用i表示，原点在月球中心，三个坐标轴在惯性空间指向固定方向；N≥1；

2)以目标着陆点为中心，在空间中沿固定的方向建立制导坐标系，获得由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵；

3)解算得到制导参数；

4)计算得到制导指令，并交给外部姿态控制系统和发动机执行；

所述步骤2)获得由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵的过程为：

根据导航相机图像处理，寻找到一块平坦的着陆区，将着陆区中心点作为新的安全着陆点，否则安全着陆点保持原值；如果本周期获得了更新的安全着陆点，则将当前周期改为制导参数解算周期；之后，以安全着陆点为原点，以当地固定方向为参考，建立制导坐标系，进而得到惯性系向制导坐标系的旋转矩阵；

所述步骤2)的具体过程为：

设当前的目标着陆点位置为若该目标着陆点是由导航和避障敏感器重新获取的新的安全着陆点，则令k＝0；

以安全着陆点为中心建立制导坐标系，其中x轴方向由月心指向安全着陆点，表示当地的垂直方向；y、z两轴在当地水平面内；设空间中有一个预先设定的参考方向pⁱ，要求建立的制导坐标系z轴与矢量pⁱ夹角最小，则制导坐标系三个轴在惯性空间的表示如下：

z＝x×y

由惯性系向制导坐标系的旋转矩阵计算如下：

2.根据权利要求1所述的一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，其特征在于：所述步骤3)解算得到制导参数时，若当前周期为参数解算周期，则将导航系统给出的探测器位置、速度参数转换到制导坐标系下；以垂向运动终端位置、速度和加速度为约束，并以终端垂向加速度的变化率等于0为设计目标，计算制导时间；根据制导时间计算制导参数。

3.根据权利要求2所述的一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，其特征在于：所述步骤3)的具体过程为：

设制导时间用t_go表示，初值为大于10的数；

(3.1)如果满足t_go10且k＝0，则进行制导参数更新，具体如下：

首先，将探测器位置和速度转换到制导坐标系下，获得在制导坐标系下相对目标着陆点的位置r^g和速度v^g；

其中，ω_m是月球相对惯性空间旋转的角速度大小，是月球自转角速度方向矢量在惯性系的表示，它们均为已知量；

计算得到剩余制导时间：

设制导终端的目标加速度矢量为目标速度为目标位置矢量为r_t^g；上述三个量是设计值，的x分量，即取值应大于0且小于发动机最大推力产生的加速度与月球重力加速度大小的差，的y和z分量均为0；的x分量，即的取值为不大于0的数，的y和z分量均为0；r_t^g中的x分量是垂直接近过程的终端高度，取值是大于0的数，r_t^g的y和z分量均为0；

设终端垂向加速度变化率的目标为零，令其中是v^g的x分量，是r^g的x分量，则制导时间t_go计算如下：

计算更新后的制导参数c₁，c₂，c₃：

(3.2)如果不满足t_go10且k＝0，则：

t_go←t_go-T

符号“←”表示赋值；制导参数c₁，c₂，c₃不更新。

4.根据权利要求3所述的一种月球软着陆垂直接近避障制导方法，其特征在于：所述步骤4)的具体过程为：

令t＝k·T，则制导系下的指令加速度计算如下

其中，g^g是制导系下的重力加速度矢量；

将制导系下的指令加速度转换到惯性系下得到并输出给外部姿态控制系统和发动机执行，使得探测器纵轴，即发动机推力方向与重合，发动机输出推力产生的加速度与目标大小相等；

计数器k更新k←k+1，判断若k≥N，则k＝0；

结束条件判断：若t_go0，则垂直接近避障制导结束，否则在下一周期重新回到步骤1)。