本发明专利技术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。通过使用本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空航天
，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。
技术介绍
在航空航天
，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。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供，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。 本专利技术的技术方案具体是这样实现的： ，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：【主权项】1. ，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； 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。3. 根据权利要求2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：其中，所述a表示攻角，Ma表示马赫，Se表示V尾俯仰舵，SM表示副翼俯仰舵，Sbf 表示体襟翼，Ssb表示阻力板，所述mx ( ? )、my ( ? )、mz ( ?)分别表示滚转力矩、偏航力矩和 俯仰力矩。4. 根据权利要求3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：其中，P表示大气密度，V表示相对速度，S表示特征面积，cx表示轴向力系数，cy表示 法向力系数。5. 根据权利要求4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9 :其中，a表示攻角。6. 根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述恒定动压下滑条件为：其中，q为进场着陆窗口处的动压。【专利摘要】本专利技术公开了。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。通过使用本专利技术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。【IPC分类】G05D1-10【公开号】CN104808681【申请号】CN201510102946【专利技术人】郭涛, 杨业, 吴浩, 梁波, 梁禄扬, 周峰, 刘茜筠 【申请人】北京航天自动控制研究所【公开日】2015年7月29日【申请日】2015年3月9日本文档来自技高网...
【技术保护点】
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；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。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：郭涛，杨业，吴浩，梁波，梁禄扬，周峰，刘茜筠，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。