本發(fā)明涉及一種基于標稱速度補償思想的RLV進場著陸段速度控制方法，可用于RLV進場著陸段的速度控制律設計。

背景技術：

可重復使用飛行器(Reusable launch vehicles，RLV)是一種空天往返飛行器，兼有航天器和航空器的特點和功能，即可在軌停留完成各種空間任務，也可像飛機一樣安全準確地返回地面。由于具有可重復使用的特點，RLV將成為人類廉價探索宇宙的高可靠運載工具和爭奪制天權的軍事武器。因此，世界各主要強國不斷在它的研制方面投入巨大力量，進行新的研究與探索。

RLV的返回再入過程必須滿足動壓、熱流及姿態(tài)等方面的約束，尤其是對于再入末端——進場著陸段——而言，由于RLV在觸地點必須嚴格滿足地速和俯仰角的要求，否則若觸地地速超過起落架所能承受上限、或因俯仰角過大而使RLV尾部擦地，則會造成RLV損壞，以至于著陸失敗。然而，風對RLV的著陸過程具有重大影響：當存在逆風時，RLV受到的氣動阻力較大，可能會造成觸地時地速減小、攻角增大，嚴重時會導致觸地俯仰角超出限制造成尾部擦地；當存在順風時，RLV的空速將因此而減小，可能會造成觸地時地速超標，損壞起落架輪軸。在RLV著陸過程中，適當?shù)母鶕?jù)環(huán)境增大或減小空速指令可改善著陸性能，目前大多數(shù)RLV速度控制方法是使RLV的空速對設計好的標稱空速進行跟蹤，這種方法在不存在風場的標稱情況可使RLV成功著陸，但對于環(huán)境變化的適應性較差，無法根據(jù)環(huán)境變化而改變空速指令。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提出了一種基于標稱速度補償思想的RLV進場著陸段速度控制方法，利用INS+GNSS組成的導航系統(tǒng)輸出的導航地速和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量的空速判斷風速和風向，通過分析RLV在觸地點的空速范圍，利用插值方法獲得空速補償項，通過對標稱空速指令的補償可改善RLV進場著陸段觸地時的位置和姿態(tài)精度，減弱了風擾動對著陸性能的影響。

本發(fā)明的技術解決方案是：一種基于標稱速度補償思想的RLV進場著陸段速度控制方法，包括如下步驟：

步驟一、根據(jù)預先設定的RLV進場著陸段標稱軌跡h_c＝f(x)，以飛行距離x為自變量，通過軌跡仿真方法計算獲得飛行距離自變量矩陣X_s對應的標稱速度因變量矩陣V_s；飛行距離指RLV的飛行位置到進場著陸起點在地面的投影的距離；

步驟二、確定觸地時RLV的攻角α_d＝θ_d-γ_d，其中，θ_d為觸地時保證RLV尾部不會擦地的俯仰角；γ_d為根據(jù)RLV進場著陸段標稱軌跡確定的觸地時RLV的航跡傾角；

步驟三、計算著陸時最小空速V_min、著陸時最大空速V_max＝Vd_max+Vn_max，并確定空速補償范圍[V_min×(1+10％)-V_b,V_max×(1-10％)-V_b]；當|L-G|<10N時對應的空速為觸地時的最小空速V_min；其中，L為升力，G為RLV的重力，Vd_max為起落架所能承受的最大地速，Vn_max為機場當?shù)刈畲竽骘L，V_b為根據(jù)RLV進場著陸段標稱軌跡計算的觸地時標稱空速；

步驟四、計算RLV沿機場跑道方向空速分量V_ax＝V_a×cosχ×cosγ及沿機場跑道方向風速Vw＝V_ax-V_dx；其中，V_a為大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出的空速，χ為RLV相對機場跑道的航跡偏角，γ為RLV相對機場跑道的航跡傾角，V_dx為導航系統(tǒng)輸出的RLV的導航地速沿機場跑道方向的分量；

步驟五、以[-Vs_max,0,Vn_max]為插值自變量矩陣，空速補償范圍[V_min×(1+10％)-V_b,0,V_max×(1-10％)-V_b]為插值函數(shù)值矩陣，利用一維線性方法，以沿機場跑道方向風速Vw為自變量，計算空速補償量V_補；

步驟六、以飛行距離自變量矩陣X_s為插值自變量矩陣、標稱速度因變量矩陣V_s為插值函數(shù)值矩陣，利用一維線性方法，以當前飛行距離x為自變量，計算當前標稱空速V；

步驟七、計算速度指令V_com＝V+V_補，并根據(jù)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)反饋的實時空速V₀以及速度指令V_com，計算阻力板偏角指令δ_sb＝K_p(V₀-V_com)+K_I∫(V₀-V_com)dt+δ_center；其中，K_p、K_I均為控制參數(shù)，δ_center為阻力板能力中心對應的偏角；將獲得的阻力板偏角指令作為最終速度控制律，實現(xiàn)對RLV的速度控制。

所述控制參數(shù)K_p或K_I大于0。

所述步驟七中通過調節(jié)K_p、K_I使速度控制回路獲得不小于6dB的幅值裕度、不小于45°的相位裕度。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于：

(1)本發(fā)明方法綜合利用導航系統(tǒng)輸出的地速和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出的空速判斷風速和風向，從而利用該信息對速度控制進行補償，減弱了風擾動對著陸性能的影響，有效提高了控制精度；

(2)本發(fā)明方法通過引入速度的補償項，當存在逆風時適當?shù)脑龃罂账僦噶羁杀苊庥|地時俯仰角超出限制，當存在順風時適當?shù)臏p小空速指令可避免觸地時地速超出起落架所能承受的上限，提高了速度控制過程的穩(wěn)定性；

(3)本發(fā)明方法已不再是傳統(tǒng)的單純跟蹤標稱軌跡的設計思路，而是實時測量根據(jù)著陸時的環(huán)境信息，并據(jù)此實時補償和更新空速指令值，相比于傳統(tǒng)方法具有一定的環(huán)境適應性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明方法的流程框圖；

圖2為本發(fā)明方法在逆風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布；

圖3為本發(fā)明方法在逆風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地俯仰角散布；

圖4為本發(fā)明方法在逆風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布；

圖5為本發(fā)明方法在逆風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地俯仰角散布；

圖6為本發(fā)明方法在順風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布；

圖7為本發(fā)明方法在順風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地俯仰角散布；

圖8為本發(fā)明方法在順風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布；

圖9為本發(fā)明方法在順風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地俯仰角散布。

具體實施方式

本發(fā)明利用導航系統(tǒng)和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的輸出值，提出了一種可有效改善存在順風和逆風情況下RLV著陸性能的速度空方法。根據(jù)標稱著陸軌跡的設計方法獲得標稱軌跡各個點上的標稱空速，利用RLV的導航系統(tǒng)和測量設備對風速和風向進行判斷，并對標稱空速進行一定補償，改善了存在順風和逆風時的著陸性能。

如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖，一種基于標稱速度補償思想的RLV進場著陸段速度控制方法，具體步驟如下：

步驟1，建立進場著陸階段坐標系：以進場著陸起點在地面的投影為原點，指向跑道終點方向為x軸，與x軸垂直、指向天為y軸，z軸與x、y軸成右手系。假設RLV在該坐標系中的坐標為(x,h,s)；

步驟2，根據(jù)已設計好的RLV標稱軌跡h_c＝f(x)進行軌跡仿真，仿真中可選取飛行距離x為自變量、每隔1m進行一次仿真計算，最終獲得飛行距離自變量矩陣記為X_s，標稱速度因變量矩陣記為V_s；

標稱軌跡的具體設計方法和軌跡仿真方法可以參見文獻G.H.Barton and S.G.Tragesser,Autolanding trajectory design for the X-34,AIAA-99-4161,1999；

步驟3，根據(jù)著陸場海拔和標準大氣模型計算大氣密度，記為ρ_d；

根據(jù)RLV外形及相關參數(shù)確定觸地時不會造成RLV尾部擦地的俯仰角，記為θ_d；由步驟2設計的標稱軌跡可確定觸地時RLV的航跡傾角，記為γ_d；則可確定觸地時RLV的攻角為α_d＝θ_d-γ_d；

根據(jù)著陸場海拔和標準地球橢球模型計算重力加速度，記為g，并記RLV質量為m，計算重力G＝mg；

根據(jù)氣動數(shù)據(jù)和所計算出的觸地攻角α_d，令側滑角β＝0，從空速v＝90m/s到v＝110m/s每隔0.01m/s計算一次升力系數(shù)C_L以及升力其中S_R為RLV的參考面積，每次獲得計算結果后將升力L與重力G比較，當|L-G|<10N時，停止計算，記此時的v為觸地時的最小空速V_min；

若從空速v＝90m/s到v＝110m/s每隔0.01m/s的計算結果均無法滿足|L-G|<10N，則可適當擴大計算范圍或減小計算步長，直到獲得可滿足|L-G|<10N的v后，可進入下一設計步驟；

步驟4，采集著陸場相關季節(jié)氣象數(shù)據(jù)，獲得風場數(shù)據(jù)，記逆跑道方向的最大風速為Vn_max，順跑道方向的最大風速為Vs_max；

起落架所能承受的最大地速記為Vd_max，確定著陸時最大空速為V_max＝Vd_max+Vn_max；

記第二步確定的觸地時標稱空速為V_b，進一步確定空速補償范圍[V_min×(1+10％)-V_b,V_max×(1-10％)-V_b]；

步驟5，采集導航系統(tǒng)輸出的RLV的導航地速在進場著陸階段坐標系的三軸分量[V_dx,V_dy,V_dz]、相對機場跑道的航跡傾角γ、相對機場跑道的航跡偏角χ和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(FADS)輸出的空速V_a；

步驟6，根據(jù)步驟5獲得的數(shù)據(jù)計算RLV沿機場跑道方向空速分量：V_ax＝V_a×cosχ×cosγ，再根據(jù)沿機場跑道方向的導航地速V_dx計算沿機場跑道方向風速：Vw＝V_ax-V_dx＝V_a×cosχ×cosγ-V_dx；

步驟7，根據(jù)步驟4確定的逆跑道方向的最大風速Vn_max和順跑道方向的最大風速Vs_max，確定空速補償量插值自變量矩陣為[-Vs_max,0,Vn_max]，以步驟4獲得的空速補償范圍[V_min×(1+10％)-V_b,0,V_max×(1-10％)-V_b]為插值函數(shù)值矩陣，利用一維線性方法以步驟6獲得的Vw為自變量計算空速補償量，記為V_補；

具體計算公式可采用：

步驟8，以第二步確定的矩陣X_s為插值自變量矩陣、矩陣V_s為插值函數(shù)值矩陣，利用一維線性方法以當前飛行距離x計算當前標稱空速V；

步驟9，根據(jù)步驟8確定的標稱空速V和步驟7確定的空速補償量V_補，計算速度指令V_com＝V+V_補，并根據(jù)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)反饋的實時空速V₀以及速度指令V_com，計算阻力板偏角指令為

δ_sb＝K_p(V₀-V_com)+K_I∫(V₀-V_com)dt+δ_center

其中K_p,K_I均為待設計的大于零的控制參數(shù)，δ_center為阻力板能力中心對應的偏角；調節(jié)K_p,K_I使速度控制回路獲得不小于6dB的幅值裕度和不小于45°的相位裕度；

步驟10，將步驟9獲得的阻力板偏角指令作為最終速度控制律，實現(xiàn)RLV的速度控制。

實施例

下面通過仿真，說明本發(fā)明所述方法的有效性。

RLV進場著陸段的軌跡分為陡下滑段、圓弧段、指數(shù)過渡段和淺下滑段，具體的離線軌跡設計方法可參見文獻(G.H.Barton and S.G.Tragesser,Autolanding trajectory design for the X-34,AIAA-99-4161,1999.)，本仿真算例只給出所設計軌跡的相關參數(shù)。

以進場著陸起始點在地面的投影為原點建立坐標系，x軸指向觸地點，y軸垂直于x軸指向天，z軸按右手定則確定，飛行器在坐標系中的位置用(x,h,s)表示。設進場著陸起始點的坐標為(0,3000,0)m，觸地點坐標為(13800,0,0)m，圓弧段圓心坐標為(13526，7015.5，0)m，圓弧段起始點坐標為(11626，208.9，0)m，指數(shù)過渡段起始點坐標為(12873，26.2，0)m、指數(shù)函數(shù)衰減速率為264、指數(shù)函數(shù)比例系數(shù)為10，陡下滑段航跡角為-13.5°，淺下滑段航跡角為-1°。

取參考面積S＝5.454，重力加速度為g＝9.8m/s²，飛行器質量為m＝3700kg，并采用標準大氣密度模型，假設機場存在最大順風5.3m/s、最大逆風12.7m/s，則速度補償項插值自變量矩陣取為[-5.3,12.7]，根據(jù)起落架所能承受最大地速和飛行器觸地時最大攻角分析控訴補償范圍取為[-3,0,3.1]?？紤]如下表1所示的偏差，分別針對存在5.3m/s的順風和12.7m/s的逆風進行100的蒙特卡洛打靶仿真：

表1蒙特卡洛打靶仿真偏差類型及范圍

圖2為逆風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布，圖3為這種情況對應的觸地俯仰角散布，可見由于存在逆風，飛行器所受阻力較大，觸地時地速較小，相應的觸地時俯仰角較大，最大可達到13.9°，容易造成RLV尾部擦地；圖4為逆風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布，圖5為這種情況對應的觸地俯仰角散布，可見相對于不引入速度補償項的情況，觸地時的俯仰角散布可以大幅度減小，最大觸地時俯仰角為11.2°；圖6為順風情況下不引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布，圖7為這種情況對應的觸地俯仰角散布，可見由于存在順風，飛行器為將空速控制在標稱空速附近，觸地時的地速較大，最大達到108.9m/s，容易造成起落架損壞；圖8為順風情況下引入速度補償項時100次蒙特卡洛打靶仿真中觸地地速散布，圖9為這種情況對應的觸地俯仰角散布，可見相對于不引入速度補償項的情況，觸地時的地速散布可以大幅度減小，最大地速可控制在104.6m/s，100次仿真中最大觸地時俯仰角為12.1°，也在合理范圍內，不易造成RLV尾部擦地。

從仿真結果可以看出，在本發(fā)明提出的速度控制律獲取方法的作用下，當存在逆風時可避免RLV觸地時俯仰角超出限制，當存在順風時可避免RLV觸地時地速超出起落架所能承受的上限。

本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬本領域技術人員的公知技術。