一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法技术

本发明专利技术公开了一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，在设计拉平着陆轨迹时，首先假设已知拉平起始点高度，然后根据几何关系推导出各轨迹参数的表达式，设计出拉平着陆轨迹。为设计出理想的拉平着陆轨迹，又通过优化算法寻找合适的拉平起始点高度，沿该着陆轨迹进行轨迹推演，使得接地动压为理想接地动压。深下滑着陆轨迹和理想的拉平着陆轨迹构成最优进场着陆轨迹。本发明专利技术不仅考虑了飞行器所受的气动力和气动力矩，还考虑了各气动舵面偏转以及起落架放下气动数据对着陆轨迹设计的影响。本发明专利技术提供的着陆轨迹设计方法原理简单，采用计算机软件进行优化设计，提高了设计效率。

【技术实现步骤摘要】
一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法
本专利技术属于飞行器飞行控制领域，具体地说是指一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的优化设计方法。
技术介绍
无动力飞行器的着陆控制技术在航天、航空领域都是一种关键性技术。航天领域，航天飞机及未来的空天飞机由绕轨道飞行返回地球的飞行过程为无动力飞行过程。航空领域，由于发动机出现故障而使得有人机或无人机失去动力的飞行过程也为无动力飞行过程。如何确保飞行器在无动力情况下能安全着陆是飞行控制领域的重要研究课题。对于无动力飞行器，进场着陆过程是最为复杂的一个环节。该过程飞行器在飞行控制系统的作用下，需精确跟踪高度给定指令，沿着预先设计的着陆轨迹飞行，保证接地时各飞机相关参数均满足接地性能指标。由于着陆全程为无动力飞行过程，飞行器不能复飞，那么如何合理地利用现有的能量，保证飞行器可以在给定的最恶劣风干扰环境下仍能安全着陆，这与飞行控制系统的优劣直接相关。又由于飞行控制系统是基于给定的着陆轨迹进行设计，因此如何设计理想的进场着陆轨迹，对无动力飞行器能否安全着陆起到至关重要的作用。无动力飞行器的进场着陆过程可划分为深下滑段、拉平段和地面滑跑段，如图1所示，其中深下滑段的着陆轨迹为一条斜线，拉平段的着陆轨迹由圆弧拉起轨迹、指数拉起轨迹及浅下滑轨迹组成。在深下滑段，飞行器以恒定的动压沿着固定的轨迹倾角下滑，称该过程为拟平衡飞行过程。对于空天飞机，由于该类飞行器的升阻比较小，滑翔性能差，因此深下滑轨迹倾角较大，通常在16°～22°之间。为保证飞行器接地前具有较小的升降速度，需使飞行器接地时具有较小的轨迹倾角。在拉平段，设计圆弧拉起轨迹、指数拉起轨迹和浅下滑轨迹，其中圆弧拉起轨迹的作用是逐步减小轨迹倾角，使深下滑段的轨迹倾角逐渐过渡到浅下滑段的轨迹倾角，但是圆弧拉起段与浅下滑段之间的法向加速度并不连续，因此通过引入指数拉起轨迹来达到平滑过渡的目的。通常飞行器起落架的放下过程在进场着陆段完成。由于飞行器起落架放下过程的气动数据具有较大的不确定性，这对飞行控制系统的控制性能具有较大的影响，为避免起落架放下过程的气动数据对着陆安全性能带来过大的影响，选在深下滑阶段的某个高度开始放下起落架，在飞行器进入拉平段之前，确保起落架已完全放下并达到新的平衡状态。起落架放下过程中，深下滑轨迹倾角不变，但飞行器动压需在阻力板通道控制律的作用下调整到新的平衡动压。国内外学者对于着陆轨迹的设计问题也做了相关研究。中国学者Liu对有动力轮式起降无人机的着陆轨迹设计问题进行了研究，但其设计方法对于无动力着陆的飞行器并不适用。美国学者Gregg和Steven针对X-34的着陆轨迹设计进行了研究，但是在进行深下滑段着陆轨迹设计时，并没有考虑飞行器所受的气动力矩，在进行拉平段着陆轨迹设计时，也没有考虑各气动舵面对着陆轨迹的影响，再者在整个着陆轨迹设计过程中，也没有考虑起落架放下过程对着陆轨迹的影响。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法。根据飞行器所受的气动力和力矩，建立深下滑拟平衡条件，采用优化算法设计深下滑着陆轨迹，并在此基础上设计拉平着陆轨迹。在设计拉平着陆轨迹时，首先假设已知拉平起始点高度，并根据飞行器的气动特性及接地指标要求，确定圆弧轨迹过载、浅下滑轨迹倾角及浅下滑起始点高度，然后利用几何关系推导出轨迹中的其它轨迹参数与圆弧轨迹结束点的轨迹倾角的关系式，之后再求解出圆弧轨迹结束点的轨迹倾角，最终设计出拉平着陆轨迹。为设计出理想的拉平着陆轨迹，需通过优化算法寻找合适的拉平起始点高度，沿该着陆轨迹进行轨迹推演，使得接地动压为理想接地动压。深下滑着陆轨迹和理想的拉平着陆轨迹构成最优进场着陆轨迹。一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，具体实施步骤如下：步骤一：建立无动力飞行器的纵向运动方程；步骤二：建立深下滑拟平衡条件；步骤三：设计深下滑段着陆轨迹；步骤四：设计拉平段着陆轨迹；步骤五：对拉平段着陆轨迹进行轨迹推演；步骤六：估算理想接地动压；步骤七：优化设计拉平段着陆轨迹；步骤八：最优进场着陆轨迹；本专利技术的优点在于：(1)深下滑着陆轨迹设计过程中，考虑了飞行器所受的气动力矩，建立了拟平衡非线性方程组，采用优化算法进行轨迹设计，提高了迎角的安全裕度及各气动舵面的操纵裕度；(2)拉平着陆轨迹设计过程中，考虑了各气动舵面对着陆轨迹的影响，降低了顺逆风干扰对飞行器接地状态的影响；(3)本专利技术提供的着陆轨迹设计方法，考虑了起落架对着陆轨迹设计的影响；(4)本专利技术提供的着陆轨迹设计方法，各参数物理意义明确，设计过程简单，不依赖于过多的工程经验，提高了着陆轨迹的设计效率。附图说明图1为无动力飞行器进场着陆过程的飞行阶段划分；图2为无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计原理图；图3为无动力飞行器的进场着陆轨迹；图4为对最优拉平着陆轨迹进行轨迹推演动压与航段距离/高度的关系图；图5为对最优拉平着陆轨迹进行轨迹推演迎角与航段距离/高度的关系图；图6为对最优拉平着陆轨迹进行轨迹推演过载与航段距离/高度的关系图；图7为无动力飞行器的最优进场着陆轨迹。具体实施方式下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术是一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，具体实施步骤如下：步骤一：建立无动力飞行器的纵向运动方程；无动力飞行器纵向所受的力包括升力、阻力及自身重力。根据理论力学中物体质心运动定理，在气流坐标系中建立质心动力学方程：其中动压ρ为空气密度，m为飞机质量，V为飞机速度，S为飞机机翼面积，g为重力加速度，θ为轨迹倾角，Cx为阻力系数，Cy为升力系数。又根据物体转动运动定理，在机体坐标系中建立绕质心转动的动力学方程：其中ωz为俯仰角速度，bA为机翼的平均气动弦长，Iz为飞机绕机体轴Ozt的转动惯量，mz为飞机绕机体轴Ozt的俯仰力矩系数。阻力系数Cx、升力系数Cy和俯仰力矩系数mz均为马赫数、迎角及各气动舵面的函数。步骤二：建立深下滑拟平衡条件；深下滑过程中飞行器保持固定的轨迹倾角，重心处沿垂直于空速方向的法向加速度为0m/s2，即绕机体轴Ozt的俯仰角速度为0°/s，即ωz＝0。对动压表达式求导得其中ρ′为空气密度ρ对高度h的导数，为高度h对时间t的导数，为空速V对时间t的导数。将动压对时间的导数代入切向动力学方程，整理得深下滑过程中飞行器以恒定的动压q飞行，则由以上可得飞行器的深下滑拟平衡条件如下：步骤三：设计深下滑段着陆轨迹；深下滑段着陆轨迹为hs＝(xd-R1)tanθ1+H1其中θ1为深下滑段轨迹倾角，H1为拉平段起始点高度，R1为拉平段起始点航段距离，xd为飞行器当前在地面坐标系轴odxd上的坐标；在深下滑段，飞行器动压q为已知量。依据飞行器的气动特性建立以下约束条件：其中θmin为轨迹倾角最小值，θmax为轨迹倾角最大值，αmin为最小迎角，αss为失速迎角，δzmin为升降舵负偏最大值，δzmax为升降舵正偏最大值，δjmin为襟翼负偏最大值，δjmax为襟翼正偏最大值，δsbmin为阻力板负偏最大值，δsbmax为阻力板正偏最大值。采用Matlab中的遗传算法函数ga()进行轨迹设计，得到拟平衡状态的深下滑轨迹角θ、迎角α、升降舵δz、襟翼δj和阻力板δsb。各参本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，具体实施步骤如下： 步骤一：建立无动力飞行器的纵向运动方程； 在气流坐标系中建立质心动力学方程： 其中动压ρ为空气密度，m为飞机质量，V为飞机速度，S为飞机机翼面积，g为重力加速度，θ为轨迹倾角，Cx为阻力系数，Cy为升力系数；在机体坐标系中建立绕质心转动的动力学方程： 其中ωz为俯仰角速度，bA为机翼的平均气动弦长，Iz为飞机绕机体轴Ozt的转动惯量，mz为飞机绕机体轴Ozt的俯仰力矩系数； 步骤二：建立深下滑拟平衡条件； 深下滑过程中飞行器保持固定的轨迹倾角，重心处沿垂直于空速方向的法向加速度为0m/s2，即绕机体轴Ozt的俯仰角速度为0°/s，即ωz＝0；对动压表达式求导得 其中ρ′为空气密度ρ对高度h的导数，为高度h对时间t的导数，为空速V对时间t的导数；将动压对时间的导数代入切向动力学方程，整理得 深下滑过程中飞行器以恒定的动压q飞行，则由以上可得飞行器的深下滑拟平衡条件如下： 步骤三：设计深下滑段着陆轨迹； 深下滑段着陆轨迹为 hs＝(xd‑R1)tanθ1+H1其中θ1为深下滑段轨迹倾角，H1为拉平段起始点高度，R1为拉平段起始点航段距离，xd为飞行器当前在地面坐标系轴odxd上的坐标； 在深下滑段，飞行器动压q为已知量；依据飞行器的气动特性建立以下约束条件： 其中θmin为轨迹倾角最小值，θmax为轨迹倾角最大值，αmin为最小迎角，αss为失速迎角，δz min为升降舵负偏最大值，δz max为升降舵正偏最大值，δj min为襟翼负偏最大值，δj max为襟翼正偏最大值，δsb min为阻力板负偏最大值，δsb max为阻力板正偏最大值； 最后，得到拟平衡状态的深下滑轨迹角θ、迎角α、升降舵δz、襟翼δj和阻力板δsb； 将气动舵面中间位置作为基准值，将迎角及各舵面偏离基准值的程度作为待优化的性能指标，设计优化目标函数为 其中δsb_min为由阻力板偏转产生的阻力中值对应的舵偏角； 步骤四：设计拉平段着陆轨迹； 拉平段着陆轨迹由圆弧拉起轨迹、指数拉起轨迹和浅下滑轨迹组成； 圆弧拉起轨迹： 指数拉起轨迹： 浅下滑轨迹： hq＝xd tanθ3+H4其中r为圆弧半径，(a，b)为圆心坐标，a1、a2、a3为指数函数的系数，θ3为浅下滑轨迹倾角，H4为浅下滑结束点高度； 根据几何关系建立以下方程： H3＝R3tanθ3+H4式中θ1为拉平起始点轨迹倾角，θ2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的轨迹倾角，H1为拉平起始点高度，R1为拉平起始点航段距离，H2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的高度，R2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的航段距离，H3为指数拉起轨迹与浅下滑轨迹连接点的高度，R3为指数拉起轨迹与浅下滑轨迹连接点的航段距离，r为圆弧拉起轨迹的半径，其表达式为 式中为拉平起始点速度，q为拉平起始点处的动压，nycirc为圆弧法向过载；上述关系式中，首先假设已知拉平起始点高度H1，然后根据飞行器的气动特性及接地性能指标确定圆弧法向过载nycirc、浅下滑轨迹倾角θ3和浅下滑起始点高度H3，最后再利用几何关系推导出未知参数a、b、a1、a2、a3、R1、R2、R3的关系式； 根据以上几何关系推导得： 先求解轨迹倾角θ2，最终得到参数a、b、a1、a2、a3、R1、R2及R3的值； 步骤五：对拉平段着陆轨迹进行轨迹推演； 将动力学方程中的独立变量由时间t变为高度h，整理得： 将质心法向动力学方程整理成如下形式： 其中为轨迹倾角对高度的导数，θ与θ′的表达式分别为将拉平段的高度等分为n份，每等份的高度增量为Δh，第k等份对应的高度h(k)为 h(k)＝(n‑k)Δh，k＝0，1，2…，n 高度h(k)处动压q(k)的求法有两种方式，分别为基于切向动力学方程和基于法向动力学方程，其中基于切向动力学方程的动压求法如下： 式中q(k‑1)、q′(k‑1)分别为前一个高度对应的动压和动压对高度的导数，q(k)、q′(k)分别为当前高度对应的动压和动压对高度的导数； 求解迎角α(k)，使得由两种方式求解的动压q(k)相等； 按照上述过程，逐次求解n等份高度对应的迎角及动压，实现完整的拉平段着陆轨迹推演； 步骤六：估算理想接地动压； 根据无动力飞行器的接地性能指标，建立以下约束条件： 其中为接地俯仰角，Vytouch为接地升降速度，Vdtouch为接地地速，为最小接地俯仰角，为最大接地俯仰角，Vy min为最小接地升降速度，Vy max为最大接地升降速度，Vd max为最大接地地速；取接地点的理想接地俯仰角为 根据俯仰角轨迹倾角θ和迎角α之间的几何关系可知理想接地迎角为接地时刻，升力系数主要与迎角及襟翼偏角相关，则Cy≈Cy(αdesire，δjlp)； 由于此时飞行器的质心法向加速度...

【技术特征摘要】
1.一种无动力飞行器的进场着陆轨迹的设计方法，具体实施步骤如下：步骤一：建立无动力飞行器的纵向运动方程；在气流坐标系中建立质心切向动力学方程和质心法向动力学方程：其中动压ρ为空气密度，m为飞机质量，V为空速，S为飞机机翼面积，g为重力加速度，θ为轨迹倾角，Cx为阻力系数，Cy为升力系数；在机体坐标系中建立绕质心转动的动力学方程：其中ωz为飞机绕机体轴Ozt的俯仰角速度，bA为机翼的平均气动弦长，Iz为飞机绕机体轴Ozt的转动惯量，mz为飞机绕机体轴Ozt的俯仰力矩系数；步骤二：建立深下滑拟平衡条件；深下滑过程中飞行器保持固定的轨迹倾角，重心处沿垂直于空速方向的法向加速度为0m/s2，即绕机体轴Ozt的俯仰角速度为0°/s，即ωz＝0；对动压表达式求导得其中ρ′为空气密度ρ对高度h的导数，为高度h对时间t的导数，为空速V对时间t的导数；将动压对时间的导数代入切向动力学方程，整理得深下滑过程中飞行器以恒定的动压q飞行，则由步骤一和步骤二中的公式可得飞行器的深下滑拟平衡条件如下：步骤三：设计深下滑段着陆轨迹；深下滑段着陆轨迹为hs＝(xd-R1)tanθ1+H1其中θ1为拉平起始点轨迹倾角，H1为拉平起始点高度，R1为拉平起始点航段距离，xd为飞行器当前在地面坐标系轴odxd上的坐标；在深下滑段，飞行器动压q为已知量；依据飞行器的气动特性建立以下约束条件：其中θmin为轨迹倾角最小值，θmax为轨迹倾角最大值，αmin为最小迎角，αss为失速迎角，δzmin为升降舵负偏最大值，δzmax为升降舵正偏最大值，δjmin为襟翼负偏最大值，δjmax为襟翼正偏最大值，δsbmin为阻力板负偏最大值，δsbmax为阻力板正偏最大值；最后，得到拟平衡状态的深下滑轨迹角θ、迎角α、升降舵δz、襟翼δj和阻力板δsb；将气动舵面中间位置作为基准值，将迎角及各舵面偏离基准值的程度作为待优化的性能指标，设计优化目标函数为其中δsb_mid为由阻力板偏转产生的阻力中值对应的舵偏角；步骤四：设计拉平段着陆轨迹；拉平段着陆轨迹由圆弧拉起轨迹、指数拉起轨迹和浅下滑轨迹组成；圆弧拉起轨迹：指数拉起轨迹：浅下滑轨迹：hq＝xdtanθ3+H4其中r为圆弧半径，(a,b)为圆心坐标，a1、a2、a3为指数函数的系数，θ3为浅下滑轨迹倾角，H4为浅下滑结束点高度；根据几何关系建立以下方程：H3＝R3tanθ3+H4式中θ1为拉平起始点轨迹倾角，θ2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的轨迹倾角，H1为拉平起始点高度，R1为拉平起始点航段距离，H2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的高度，R2为圆弧拉起轨迹与指数拉起轨迹连接点的航段距离，H3为指数拉起轨迹与浅下滑轨迹连接点的高度，R3为指数拉起轨迹与浅下滑轨迹连接点的航段距离，其中圆弧半径r的表达式为式中为拉平起始点速度，q为拉平起始点处的动压，nycirc为圆弧法向过载；上述根据几何关系建立的方程中，首先假设已知拉平起始点高度H1，然后根据飞行器的气动特性及接地性能指标确定圆弧法向过载nycirc、浅下滑轨迹倾角θ3和指数拉起轨迹与浅下滑轨迹连接点的高度H3，最后再利用几何关系推导出未知参数a、b、a1、a2、a3、R1、R2、R3的关系式；根据以上几何关系推导得：先求解轨迹倾角θ2，最终得到参数a、b、a1、a2、a3、R1、R2及R3的值；步骤五：对拉平段着陆轨迹进行轨迹推演；将步骤一中在气流坐标系中建立的质心切向动力学方程和质心法向动力学方程中的独立变量由时间t变为高度h，整理得：将质心法向动力学方程整理成...

【专利技术属性】
技术研发人员：郝现伟，杨业，郭涛，王勇，刘茜筠，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11