一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑 軌跡角的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空航天技術(shù)領(lǐng)域，垂直起飛水平著陸或水平起飛水平著陸是未來(lái)可重復(fù)使用 航天運(yùn)載器的發(fā)展方向?？芍貜?fù)使用運(yùn)載器一般采用多操縱舵面升力式氣動(dòng)布局，在返回 機(jī)場(chǎng)時(shí)，采用無(wú)動(dòng)力下滑水平進(jìn)場(chǎng)著陸方式，沿預(yù)先設(shè)計(jì)的標(biāo)稱(chēng)軌跡飛行，在該過(guò)程中需滿(mǎn) 足動(dòng)壓、過(guò)載等過(guò)程約束限制，并在水平接地時(shí)刻滿(mǎn)足接地俯仰角、接地速度、下沉率等嚴(yán) 格約束條件，因此，著陸段標(biāo)稱(chēng)軌跡的設(shè)計(jì)對(duì)于實(shí)現(xiàn)飛行器安全著陸至關(guān)重要。
[0003] 在現(xiàn)有技術(shù)中，進(jìn)場(chǎng)著陸標(biāo)稱(chēng)軌跡一般描述成高度-待飛距離的函數(shù)關(guān)系，采用 下滑/指數(shù)拉起、下滑/圓弧過(guò)渡/指數(shù)拉起/淺下滑等軌跡形式。其中，在標(biāo)稱(chēng)軌跡的設(shè) 計(jì)中，下滑軌跡角的設(shè)計(jì)尤為重要，主要原因在于：下滑軌跡角的設(shè)計(jì)對(duì)飛行器拉起后的控 制性能影響很大，其直接關(guān)系到接地條件是否滿(mǎn)足要求，因此，需綜合考慮飛行器的控制能 力進(jìn)行下滑軌跡角的設(shè)計(jì)。
[0004] 在現(xiàn)有技術(shù)中，關(guān)于無(wú)動(dòng)力進(jìn)場(chǎng)著陸標(biāo)稱(chēng)軌跡設(shè)計(jì)問(wèn)題，目前在工程上可行的是 航天飛機(jī)無(wú)動(dòng)力進(jìn)場(chǎng)方案，采用下滑/圓弧過(guò)渡/指數(shù)拉起/淺下滑軌跡形式，下滑段飛行 器以平衡狀態(tài)下滑，下滑過(guò)程中動(dòng)壓維持不變，拉起段飛行器自然減速，終端滿(mǎn)足下沉率、 接地速度、俯仰角等約束要求。
[0005] 在下滑軌跡角的設(shè)計(jì)方面，現(xiàn)有技術(shù)中已有多種設(shè)計(jì)方法。其中的一種方法是只 考慮力的平衡，保證飛行器平衡下滑。但是，對(duì)于低速多舵面飛行器來(lái)說(shuō)，舵面偏轉(zhuǎn)對(duì)下滑 飛行影響較大，不能忽略。現(xiàn)有技術(shù)中的另一種方法是采用優(yōu)化技術(shù)同時(shí)考慮力矩和力的 配平，在滿(mǎn)足一定的性能指標(biāo)情況下，尋求最優(yōu)的下滑軌跡角。但是，該方法需要優(yōu)化算法 進(jìn)行多變量?jī)?yōu)化，且由于涉及到氣動(dòng)插值計(jì)算等，迭代優(yōu)化過(guò)程復(fù)雜且耗時(shí)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法，從 而可以有效地解決無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的設(shè)計(jì)問(wèn)題，避免由于單一考慮力的平衡帶來(lái)的不足 和采用優(yōu)化算法同時(shí)實(shí)現(xiàn)力和力矩平衡所帶來(lái)的復(fù)雜問(wèn)題。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案具體是這樣實(shí)現(xiàn)的：
[0008] 一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法，該方法包括：
[0009] 根據(jù)飛行器的舵面分配及控制能力，進(jìn)行力矩配平；
[0010] 在所述力矩配平的基礎(chǔ)上進(jìn)行力的平衡，計(jì)算得到下滑軌跡角；
[0011] 根據(jù)恒定動(dòng)壓下滑條件確定滿(mǎn)足下滑過(guò)程中控制最優(yōu)的最優(yōu)下滑軌跡角。
[0012] 較佳的，所述根據(jù)飛行器的舵面分配及控制能力，進(jìn)行力矩配平包括：
[0013] 根據(jù)飛行器的氣動(dòng)布局、各舵面控制能力及氣動(dòng)特性，確定飛行器的控制舵面分 配策略；
[0014] 根據(jù)選定的配平狀態(tài)點(diǎn)的馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行三通道三維力矩配平，得到力矩配平 后的攻角范圍。
[0015] 較佳的，所述根據(jù)選定的配平狀態(tài)點(diǎn)的馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行三通道三維力矩配平 為：
[0016] 求解如下所述的非線(xiàn)性方程組：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法，其特征在于，該方法包括： 根據(jù)飛行器的舵面分配及控制能力，進(jìn)行力矩配平； 在所述力矩配平的基礎(chǔ)上進(jìn)行力的平衡，計(jì)算得到下滑軌跡角； 根據(jù)恒定動(dòng)壓下滑條件確定滿(mǎn)足下滑過(guò)程中控制最優(yōu)的最優(yōu)下滑軌跡角。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)飛行器的舵面分配及控制能力， 進(jìn)行力矩配平包括： 根據(jù)飛行器的氣動(dòng)布局、各舵面控制能力及氣動(dòng)特性，確定飛行器的控制舵面分配策 略； 根據(jù)選定的配平狀態(tài)點(diǎn)的馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行三通道三維力矩配平，得到力矩配平后的 攻角范圍。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)選定的配平狀態(tài)點(diǎn)的馬赫數(shù)和 攻角進(jìn)行三通道三維力矩配平為： 求解如下所述的非線(xiàn)性方程組：
其中，所述a表示攻角，Ma表示馬赫，Se表示V尾俯仰舵，SM表示副翼俯仰舵，Sbf 表示體襟翼，Ssb表示阻力板，所述mx ( ? )、my ( ? )、mz ( ?)分別表示滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和 俯仰力矩。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，在所述力矩配平的基礎(chǔ)上進(jìn)行力的平衡 包括： 求解如下所述的方程組來(lái)進(jìn)行力的平衡：
其中，P表示大氣密度，V表示相對(duì)速度，S表示特征面積，cx表示軸向力系數(shù)，cy表示 法向力系數(shù)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式計(jì)算得到下滑軌跡 角9 :
其中，a表示攻角。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述恒定動(dòng)壓下滑條件為：
其中，q為進(jìn)場(chǎng)著陸窗口處的動(dòng)壓。
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法。該方法包括：根據(jù)飛行器的舵面分配及控制能力，進(jìn)行力矩配平；在所述力矩配平的基礎(chǔ)上進(jìn)行力的平衡，計(jì)算得到下滑軌跡角；根據(jù)恒定動(dòng)壓下滑條件確定滿(mǎn)足下滑過(guò)程中控制最優(yōu)的最優(yōu)下滑軌跡角。通過(guò)使用本發(fā)明所提供的確定與控制策略匹配的無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的方法，可以有效地解決無(wú)動(dòng)力下滑軌跡角的設(shè)計(jì)問(wèn)題，避免由于單一考慮力的平衡帶來(lái)的不足和采用優(yōu)化算法同時(shí)實(shí)現(xiàn)力和力矩平衡所帶來(lái)的復(fù)雜問(wèn)題。
【IPC分類(lèi)】G05D1-10
【公開(kāi)號(hào)】CN104808681
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510102946
【發(fā)明人】郭濤, 楊業(yè), 吳浩, 梁波, 梁祿揚(yáng), 周峰, 劉茜筠
【申請(qǐng)人】北京航天自動(dòng)控制研究所
【公開(kāi)日】2015年7月29日
【申請(qǐng)日】2015年3月9日