CN104808681B - 一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。该方法包括：根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。通过使用本发明所提供的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。

Description

一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。

背景技术

在航空航天技术领域，垂直起飞水平着陆或水平起飞水平着陆是未来可重复使用航天运载器的发展方向。可重复使用运载器一般采用多操纵舵面升力式气动布局，在返回机场时，采用无动力下滑水平进场着陆方式，沿预先设计的标称轨迹飞行，在该过程中需满足动压、过载等过程约束限制，并在水平接地时刻满足接地俯仰角、接地速度、下沉率等严格约束条件，因此，着陆段标称轨迹的设计对于实现飞行器安全着陆至关重要。

在现有技术中，进场着陆标称轨迹一般描述成高度-待飞距离的函数关系，采用下滑/指数拉起、下滑/圆弧过渡/指数拉起/浅下滑等轨迹形式。其中，在标称轨迹的设计中，下滑轨迹角的设计尤为重要，主要原因在于：下滑轨迹角的设计对飞行器拉起后的控制性能影响很大，其直接关系到接地条件是否满足要求，因此，需综合考虑飞行器的控制能力进行下滑轨迹角的设计。

在现有技术中，关于无动力进场着陆标称轨迹设计问题，目前在工程上可行的是航天飞机无动力进场方案，采用下滑/圆弧过渡/指数拉起/浅下滑轨迹形式，下滑段飞行器以平衡状态下滑，下滑过程中动压维持不变，拉起段飞行器自然减速，终端满足下沉率、接地速度、俯仰角等约束要求。

在下滑轨迹角的设计方面，现有技术中已有多种设计方法。其中的一种方法是只考虑力的平衡，保证飞行器平衡下滑。但是，对于低速多舵面飞行器来说，舵面偏转对下滑飞行影响较大，不能忽略。现有技术中的另一种方法是采用优化技术同时考虑力矩和力的配平，在满足一定的性能指标情况下，寻求最优的下滑轨迹角。但是，该方法需要优化算法进行多变量优化，且由于涉及到气动插值计算等，迭代优化过程复杂且耗时。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，从而可以有效地解决无动力下滑轨迹角的设计问题，避免由于单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，该方法包括：

根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平；

在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；

根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。

较佳的，所述根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平包括：

根据飞行器的气动布局、各舵面控制能力及气动特性，确定飞行器的控制舵面分配策略；

根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平，得到力矩配平后的攻角范围。

较佳的，所述根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平为：

求解如下所述的非线性方程组：

$\left\{\begin{array}{c}{m}_x(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\\ m_y(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\\ m_z(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\end{array}\right.;$

其中，所述α表示攻角，M_a表示马赫，δ_e表示V尾俯仰舵，δ_ea表示副翼俯仰舵，δ_bf表示体襟翼，δ_sb表示阻力板，所述m_x(·)、m_y(·)、m_z(·)分别表示滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

较佳的，在所述力矩配平的基础上进行力的平衡包括：

求解如下所述的方程组来进行力的平衡：

$\left\{\begin{array}{c}-\frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_x(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})-\mathrm{mg}\sin (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\\ \frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_y(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})-\mathrm{mg}\cos (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\end{array}\right.;$

其中，ρ表示大气密度，V表示相对速度，S表示特征面积，C_x表示轴向力系数，C_y表示法向力系数。

较佳的，使用如下所述的公式计算得到下滑轨迹角θ：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\left(\frac{-C_x}{C_y}\right)-\mathrm{\α};$

其中，a表示攻角。

较佳的，所述恒定动压下滑条件为：

$q=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2=\frac{\mathrm{mg}\cos (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})}{S\·C_y};$

其中，q为进场着陆窗口处的动压。

如上可见，在本发明中的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，首先在确定舵面分配策略的基础上，实现俯仰、偏航、滚转三通道力矩平衡，得到配平状态的攻角、马赫数、各配平舵偏等参数；然后，在此力矩平衡的状态下，再考虑力的平衡，并根据恒定动压条件得到下滑轨迹倾角，从而有效地解决了无动力下滑轨迹角的设计问题，避免了单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。根据工程实际经验可知，本方法实现简便，能够较快得到与控制能力匹配的下滑轨迹角，并用于下滑轨迹的设计。

附图说明

图1为本发明实施例中的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

本实施例提供了一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法。

图1为本发明实施例中的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法主要包括如下所述的步骤：

步骤101，根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平。

在本发明的技术方案中，要维持飞行器进场着陆段平衡下滑，需同时考虑力和力矩的配平，而不同的配平策略对应的下滑轨迹倾角不同。虽然下滑轨迹倾角变化不大，但维持平衡下滑的动压和速度变化较大。因此，在本发明的技术方案中，将先考虑飞行器舵面分配及控制能力，实现力矩配平，然后再在此基础上考虑力的平衡。因此，在本步骤中，将先根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平。

在本发明的技术方案中，可以使用多种方式来实现上述的步骤101。以下将以其中的一种具体实现方式为例，对本发明的技术方案进行介绍。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述步骤101可以包括：

步骤11，根据飞行器的气动布局、各舵面控制能力及气动特性，确定飞行器的控制舵面分配策略。

对于具有V尾、副翼、体襟翼、阻力板等多气动舵面的飞行器，可以根据实际情况的需要而使用多种不同的气动舵面控制策略。例如，V尾同向偏转用于偏航控制，异向偏转用于俯仰控制；副翼同向偏转用于俯仰控制，在着陆过程中可以起到增升作用，异向偏转用于滚转控制；体襟翼可用于配平，着陆过程中也可起到减速作用，阻力板则用于着陆过程中减速控制；等等。

因此，在本发明的技术方案中，首先需确定所使用的各气动舵面控制策略，以便于继续后续的步骤。

步骤12，根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平，得到力矩配平后的攻角范围。

在确定所使用的各气动舵面控制策略之后，在本步骤中，即可根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平为：

求解如下所述的非线性方程组：

$\left\{\begin{array}{c}{m}_x(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\\ m_y(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\\ m_z(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})=0\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中，所述α表示攻角，M_a表示马赫，δ_e表示V尾俯仰舵，δ_ea表示副翼俯仰舵，δ_bf表示体襟翼，δ_sb表示阻力板，所述m_x(·)、m_y(·)、m_z(·)分别表示滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。所述滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩与攻角、马赫数、各舵面有关，可以从飞行器的气动数据中获得上述参数，在此不再赘述。

通过求解上述的非线性方程组，就可以进行三通道三维力矩配平，从而得到力矩配平后的攻角范围。

上述方程组可以采用牛顿迭代法或牛顿下山法等求解非线性方程组的方法求解，该方程组的求解方法属于现有技术中的常用方法，因此在此不再赘述。

通过上述的步骤11和12，即可通过计算获得相应的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，从而实现了三通道三维力矩配平。

步骤102，在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角。

不同的舵面力矩配平策略对力的影响较大，而且飞行器的下滑过程为等动压平衡状态下滑，因此，在满足力矩平衡的基础上，还需实现力的平衡，并得到下滑轨迹角。

在本发明的技术方案中，在飞行器的下滑过程中，需要满足如下所述的力的平衡关系：

$\left\{\begin{array}{c}{F}_X=-Q-\mathrm{mg}\sin (\mathrm{\α}+\mathrm{\θ})=0\\ F_Y=Y-\mathrm{mg}\cos (\mathrm{\α}+\mathrm{\θ})=0\end{array}\right.---\left(2\right)$

其中，F_x表示沿x轴方向的力，F_y表示沿y轴方向的力，Q和Y分别表示轴向力和法向力。所述，Q和Y与攻角、马赫数和各舵面有关，可以从飞行器的气动数据中获得上述参数，在此不再赘述。

因此，较佳的，在本发明的具体实施例中，即可通过求解如下所述的方程组来进行力的平衡：

$\left\{\begin{array}{c}-\frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_x(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})-\mathrm{mg}\sin (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\\ \frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_y(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{ea}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{bf}},{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{sb}})-\mathrm{mg}\cos (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\end{array}\right.---\left(3\right)$

其中，ρ表示大气密度，V表示相对速度，S表示特征面积，C_x表示轴向力系数，C_y表示法向力系数。

在本发明的技术方案中，通过力矩配平可以得到配平攻角范围，在该配平状态下可以得到飞行器所受的轴向力、法向力和攻角，进而可以在配平攻角范围内，通过迭代搜索得到满足力的平衡关系的下滑轨迹角，从而得到对应该配平攻角区间的下滑轨迹倾角。因此，通过求解上述方程组(3)，即可得到下滑轨迹角θ。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到下滑轨迹角θ：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\left(\frac{-C_x}{C_y}\right)-\mathrm{\α}---\left(4\right)$

其中，a表示攻角。

步骤103，根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。

在本发明的技术方案中，飞行器的下滑过程为恒定动压下滑，因此，下滑轨迹角可由进场着陆窗口处动压确定，因此下滑轨迹角还需满足下面条件，即恒定动压下滑条件：

$q=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2=\frac{\mathrm{mg}\cos (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})}{S\·C_y}---\left(5\right)$

其中，q为进场着陆窗口处的动压。

因此，通过计算当前状态下的进场着陆窗口处的动压，并判断该动压是否满足上述的恒定动压下滑条件，即可确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。例如，如果当前状态下的进场着陆窗口处的动压满足上述的恒定动压下滑条件，则结束迭代计算，当前状态下的下滑轨迹角即为满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角；如果不满足上述的恒定动压下滑条件，则调整攻角和马赫数，重复上述迭代过程。

因此，通过迭代计算后，如果计算结果同时满足上述的公式(1)、(3)和式(5)，即可确定此时的下滑轨迹角为满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。

综上可知，在本发明中的确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，首先在确定舵面分配策略的基础上，实现俯仰、偏航、滚转三通道力矩平衡，得到配平状态的攻角、马赫数、各配平舵偏等参数；然后，在此力矩平衡的状态下，再考虑力的平衡，并根据恒定动压条件得到下滑轨迹倾角，从而有效地解决了无动力下滑轨迹角的设计问题，避免了单一考虑力的平衡带来的不足和采用优化算法同时实现力和力矩平衡所带来的复杂问题。根据工程实际经验可知，本方法实现简便，能够较快得到与控制能力匹配的下滑轨迹角，并用于下滑轨迹的设计。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (5)

1.一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法，其特征在于，该方法包括：

根据飞行器的舵面分配及控制能力，进行力矩配平，包括：

根据飞行器的气动布局、各舵面控制能力及气动特性，确定飞行器的控制舵面分配策略；和

根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平，得到力矩配平后的攻角范围；

在所述力矩配平的基础上进行力的平衡，计算得到下滑轨迹角；

根据恒定动压下滑条件确定满足下滑过程中控制最优的最优下滑轨迹角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据选定的配平状态点的马赫数和攻角进行三通道三维力矩配平为：

求解如下所述的非线性方程组：

$\left\{\begin{array}{c}{m}_x(\mathrm{\α},Ma,{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{ea},{\mathrm{\δ}}_{bf},{\mathrm{\δ}}_{sb})=0\\ m_y(\mathrm{\α},Ma,{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{ea},{\mathrm{\δ}}_{bf},{\mathrm{\δ}}_{sb})=0\\ m_z(\mathrm{\α},Ma,{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{ea},{\mathrm{\δ}}_{bf},{\mathrm{\δ}}_{sb})=0\end{array}\right.;$

其中，所述α表示攻角，M_a表示马赫，δ_e表示V尾俯仰舵，δ_ea表示副翼俯仰舵，δ_bf表示体襟翼，δ_sb表示阻力板，所述m_x(·)、m_y(·)、m_z(·)分别表示滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在所述力矩配平的基础上进行力的平衡包括：

求解如下所述的方程组来进行力的平衡：

$\left\{\begin{array}{c}-\frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_x(\mathrm{\α},Ma,{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{ea},{\mathrm{\δ}}_{bf},{\mathrm{\δ}}_{sb})-mgsin(\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\\ \frac{{\mathrm{\ρV}}^2}{2}{\mathrm{SC}}_y(\mathrm{\α},Ma,{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_{ea},{\mathrm{\δ}}_{bf},{\mathrm{\δ}}_{sb})-mg\cos (\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})=0\end{array}\right.;$

其中，ρ表示大气密度，V表示相对速度，S表示特征面积，C_x表示轴向力系数，C_y表示法向力系数。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式计算得到下滑轨迹角θ：

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\left(\frac{-C_x}{C_y}\right)-\mathrm{\α};$

其中，a表示攻角。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述恒定动压下滑条件为：

$q=\frac{1}{2}{\mathrm{\ρV}}^2=\frac{mgcos(\mathrm{\θ}+\mathrm{\α})}{S\·C_y};$

其中，q为进场着陆窗口处的动压。