一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法

摘要

一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法，首先，设计RLV进场着陆段的标称轨迹，从而获得相应的标称空速；其次，利用导航地速和大气数据系统输出的空速判断风速大小和方向，并根据标称空速、着陆场风场、触地地速要求等技术指标，利用插值方法确定速度补偿项，将其叠加于标称空速产生速度指令；最后，由阻力板控制系统产生阻力板偏角实现对速度指令的跟踪。本发明方法能够有效的克服RLV着陆过程中顺风和逆风风对着陆精度及姿态产生的影响，从而提高制导精度。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法，可用于RLV进场着陆段的速度控制律设计。

背景技术

可重复使用飞行器(Reusable launch vehicles，RLV)是一种空天往返飞行器，兼有航天器和航空器的特点和功能，即可在轨停留完成各种空间任务，也可像飞机一样安全准确地返回地面。由于具有可重复使用的特点，RLV将成为人类廉价探索宇宙的高可靠运载工具和争夺制天权的军事武器。因此，世界各主要强国不断在它的研制方面投入巨大力量，进行新的研究与探索。

RLV的返回再入过程必须满足动压、热流及姿态等方面的约束，尤其是对于再入末端——进场着陆段——而言，由于RLV在触地点必须严格满足地速和俯仰角的要求，否则若触地地速超过起落架所能承受上限、或因俯仰角过大而使RLV尾部擦地，则会造成RLV损坏，以至于着陆失败。然而，风对RLV的着陆过程具有重大影响：当存在逆风时，RLV受到的气动阻力较大，可能会造成触地时地速减小、攻角增大，严重时会导致触地俯仰角超出限制造成尾部擦地；当存在顺风时，RLV的空速将因此而减小，可能会造成触地时地速超标，损坏起落架轮轴。在RLV着陆过程中，适当的根据环境增大或减小空速指令可改善着陆性能，目前大多数RLV速度控制方法是使RLV的空速对设计好的标称空速进行跟踪，这种方法在不存在风场的标称情况可使RLV成功着陆，但对于环境变化的适应性较差，无法根据环境变化而改变空速指令。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法，利用INS+GNSS组成的导航系统输出的导航地速和大气数据系统测量的空速判断风速和风向，通过分析RLV在触地点的空速范围，利用插值方法获得空速补偿项，通过对标称空速指令的补偿可改善RLV进场着陆段触地时的位置和姿态精度，减弱了风扰动对着陆性能的影响。

本发明的技术解决方案是：一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法，包括如下步骤：

步骤一、根据预先设定的RLV进场着陆段标称轨迹h_c＝f(x)，以飞行距离x为自变量，通过轨迹仿真方法计算获得飞行距离自变量矩阵X_s对应的标称速度因变量矩阵V_s；飞行距离指RLV的飞行位置到进场着陆起点在地面的投影的距离；

步骤二、确定触地时RLV的攻角α_d＝θ_d-γ_d，其中，θ_d为触地时保证RLV尾部不会擦地的俯仰角；γ_d为根据RLV进场着陆段标称轨迹确定的触地时RLV的航迹倾角；

步骤三、计算着陆时最小空速V_min、着陆时最大空速V_max＝Vd_max+Vn_max，并确定空速补偿范围[V_min×(1+10％)-V_b,V_max×(1-10％)-V_b]；当|L-G|<10N时对应的空速为触地时的最小空速V_min；其中，L为升力，G为RLV的重力，Vd_max为起落架所能承受的最大地速，Vn_max为机场当地最大逆风，V_b为根据RLV进场着陆段标称轨迹计算的触地时标称空速；

步骤四、计算RLV沿机场跑道方向空速分量V_ax＝V_a×cosχ×cosγ及沿机场跑道方向风速Vw＝V_ax-V_dx；其中，V_a为大气数据系统输出的空速，χ为RLV相对机场跑道的航迹偏角，γ为RLV相对机场跑道的航迹倾角，V_dx为导航系统输出的RLV的导航地速沿机场跑道方向的分量；

步骤五、以[-Vs_max,0,Vn_max]为插值自变量矩阵，空速补偿范围[V_min×(1+10％)-V_b,0,V_max×(1-10％)-V_b]为插值函数值矩阵，利用一维线性方法，以沿机场跑道方向风速Vw为自变量，计算空速补偿量V_补；

步骤六、以飞行距离自变量矩阵X_s为插值自变量矩阵、标称速度因变量矩阵V_s为插值函数值矩阵，利用一维线性方法，以当前飞行距离x为自变量，计算当前标称空速V；

步骤七、计算速度指令V_com＝V+V_补，并根据大气数据系统反馈的实时空速V₀以及速度指令V_com，计算阻力板偏角指令δ_sb＝K_p(V₀-V_com)+K_I∫(V₀-V_com)dt+δ_center；其中，K_p、K_I均为控制参数，δ_center为阻力板能力中心对应的偏角；将获得的阻力板偏角指令作为最终速度控制律，实现对RLV的速度控制。

所述控制参数K_p或K_I大于0。

所述步骤七中通过调节K_p、K_I使速度控制回路获得不小于6dB的幅值裕度、不小于45°的相位裕度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法综合利用导航系统输出的地速和大气数据系统输出的空速判断风速和风向，从而利用该信息对速度控制进行补偿，减弱了风扰动对着陆性能的影响，有效提高了控制精度；

(2)本发明方法通过引入速度的补偿项，当存在逆风时适当的增大空速指令可避免触地时俯仰角超出限制，当存在顺风时适当的减小空速指令可避免触地时地速超出起落架所能承受的上限，提高了速度控制过程的稳定性；

(3)本发明方法已不再是传统的单纯跟踪标称轨迹的设计思路，而是实时测量根据着陆时的环境信息，并据此实时补偿和更新空速指令值，相比于传统方法具有一定的环境适应性。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明方法在逆风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布；

图3为本发明方法在逆风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地俯仰角散布；

图4为本发明方法在逆风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布；

图5为本发明方法在逆风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地俯仰角散布；

图6为本发明方法在顺风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布；

图7为本发明方法在顺风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地俯仰角散布；

图8为本发明方法在顺风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布；

图9为本发明方法在顺风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地俯仰角散布。

具体实施方式

本发明利用导航系统和大气数据系统的输出值，提出了一种可有效改善存在顺风和逆风情况下RLV着陆性能的速度空方法。根据标称着陆轨迹的设计方法获得标称轨迹各个点上的标称空速，利用RLV的导航系统和测量设备对风速和风向进行判断，并对标称空速进行一定补偿，改善了存在顺风和逆风时的着陆性能。

如图1所示，为本发明方法的流程框图，一种基于标称速度补偿思想的RLV进场着陆段速度控制方法，具体步骤如下：

步骤1，建立进场着陆阶段坐标系：以进场着陆起点在地面的投影为原点，指向跑道终点方向为x轴，与x轴垂直、指向天为y轴，z轴与x、y轴成右手系。假设RLV在该坐标系中的坐标为(x,h,s)；

步骤2，根据已设计好的RLV标称轨迹h_c＝f(x)进行轨迹仿真，仿真中可选取飞行距离x为自变量、每隔1m进行一次仿真计算，最终获得飞行距离自变量矩阵记为X_s，标称速度因变量矩阵记为V_s；

标称轨迹的具体设计方法和轨迹仿真方法可以参见文献G.H.Barton and S.G.Tragesser,Autolanding trajectory design for the X-34,AIAA-99-4161,1999；

步骤3，根据着陆场海拔和标准大气模型计算大气密度，记为ρ_d；

根据RLV外形及相关参数确定触地时不会造成RLV尾部擦地的俯仰角，记为θ_d；由步骤2设计的标称轨迹可确定触地时RLV的航迹倾角，记为γ_d；则可确定触地时RLV的攻角为α_d＝θ_d-γ_d；

根据着陆场海拔和标准地球椭球模型计算重力加速度，记为g，并记RLV质量为m，计算重力G＝mg；

根据气动数据和所计算出的触地攻角α_d，令侧滑角β＝0，从空速v＝90m/s到v＝110m/s每隔0.01m/s计算一次升力系数C_L以及升力其中S_R为RLV的参考面积，每次获得计算结果后将升力L与重力G比较，当|L-G|<10N时，停止计算，记此时的v为触地时的最小空速V_min；

若从空速v＝90m/s到v＝110m/s每隔0.01m/s的计算结果均无法满足|L-G|<10N，则可适当扩大计算范围或减小计算步长，直到获得可满足|L-G|<10N的v后，可进入下一设计步骤；

步骤4，采集着陆场相关季节气象数据，获得风场数据，记逆跑道方向的最大风速为Vn_max，顺跑道方向的最大风速为Vs_max；

起落架所能承受的最大地速记为Vd_max，确定着陆时最大空速为V_max＝Vd_max+Vn_max；

记第二步确定的触地时标称空速为V_b，进一步确定空速补偿范围[V_min×(1+10％)-V_b,V_max×(1-10％)-V_b]；

步骤5，采集导航系统输出的RLV的导航地速在进场着陆阶段坐标系的三轴分量[V_dx,V_dy,V_dz]、相对机场跑道的航迹倾角γ、相对机场跑道的航迹偏角χ和大气数据系统(FADS)输出的空速V_a；

步骤6，根据步骤5获得的数据计算RLV沿机场跑道方向空速分量：V_ax＝V_a×cosχ×cosγ，再根据沿机场跑道方向的导航地速V_dx计算沿机场跑道方向风速：Vw＝V_ax-V_dx＝V_a×cosχ×cosγ-V_dx；

步骤7，根据步骤4确定的逆跑道方向的最大风速Vn_max和顺跑道方向的最大风速Vs_max，确定空速补偿量插值自变量矩阵为[-Vs_max,0,Vn_max]，以步骤4获得的空速补偿范围[V_min×(1+10％)-V_b,0,V_max×(1-10％)-V_b]为插值函数值矩阵，利用一维线性方法以步骤6获得的Vw为自变量计算空速补偿量，记为V_补；

具体计算公式可采用：

步骤8，以第二步确定的矩阵X_s为插值自变量矩阵、矩阵V_s为插值函数值矩阵，利用一维线性方法以当前飞行距离x计算当前标称空速V；

步骤9，根据步骤8确定的标称空速V和步骤7确定的空速补偿量V_补，计算速度指令V_com＝V+V_补，并根据大气数据系统反馈的实时空速V₀以及速度指令V_com，计算阻力板偏角指令为

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

其中K_p,K_I均为待设计的大于零的控制参数，δ_center为阻力板能力中心对应的偏角；调节K_p,K_I使速度控制回路获得不小于6dB的幅值裕度和不小于45°的相位裕度；

步骤10，将步骤9获得的阻力板偏角指令作为最终速度控制律，实现RLV的速度控制。

实施例

下面通过仿真，说明本发明所述方法的有效性。

RLV进场着陆段的轨迹分为陡下滑段、圆弧段、指数过渡段和浅下滑段，具体的离线轨迹设计方法可参见文献(G.H.Barton and S.G.Tragesser,Autolanding trajectory design for the X-34,AIAA-99-4161,1999.)，本仿真算例只给出所设计轨迹的相关参数。

以进场着陆起始点在地面的投影为原点建立坐标系，x轴指向触地点，y轴垂直于x轴指向天，z轴按右手定则确定，飞行器在坐标系中的位置用(x,h,s)表示。设进场着陆起始点的坐标为(0,3000,0)m，触地点坐标为(13800,0,0)m，圆弧段圆心坐标为(13526，7015.5，0)m，圆弧段起始点坐标为(11626，208.9，0)m，指数过渡段起始点坐标为(12873，26.2，0)m、指数函数衰减速率为264、指数函数比例系数为10，陡下滑段航迹角为-13.5°，浅下滑段航迹角为-1°。

取参考面积S＝5.454，重力加速度为g＝9.8m/s²，飞行器质量为m＝3700kg，并采用标准大气密度模型，假设机场存在最大顺风5.3m/s、最大逆风12.7m/s，则速度补偿项插值自变量矩阵取为[-5.3,12.7]，根据起落架所能承受最大地速和飞行器触地时最大攻角分析控诉补偿范围取为[-3,0,3.1]。考虑如下表1所示的偏差，分别针对存在5.3m/s的顺风和12.7m/s的逆风进行100的蒙特卡洛打靶仿真：

表1蒙特卡洛打靶仿真偏差类型及范围

图2为逆风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布，图3为这种情况对应的触地俯仰角散布，可见由于存在逆风，飞行器所受阻力较大，触地时地速较小，相应的触地时俯仰角较大，最大可达到13.9°，容易造成RLV尾部擦地；图4为逆风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布，图5为这种情况对应的触地俯仰角散布，可见相对于不引入速度补偿项的情况，触地时的俯仰角散布可以大幅度减小，最大触地时俯仰角为11.2°；图6为顺风情况下不引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布，图7为这种情况对应的触地俯仰角散布，可见由于存在顺风，飞行器为将空速控制在标称空速附近，触地时的地速较大，最大达到108.9m/s，容易造成起落架损坏；图8为顺风情况下引入速度补偿项时100次蒙特卡洛打靶仿真中触地地速散布，图9为这种情况对应的触地俯仰角散布，可见相对于不引入速度补偿项的情况，触地时的地速散布可以大幅度减小，最大地速可控制在104.6m/s，100次仿真中最大触地时俯仰角为12.1°，也在合理范围内，不易造成RLV尾部擦地。

从仿真结果可以看出，在本发明提出的速度控制律获取方法的作用下，当存在逆风时可避免RLV触地时俯仰角超出限制，当存在顺风时可避免RLV触地时地速超出起落架所能承受的上限。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。