可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法及系统与流程

本发明涉及一种三维轨迹在线规划方法及系统，特别是涉及一种可重复使用运载器(reusablelaunchvehicle，简称rlv)末端能量管理段(terminalareaenergymanagement,简称taem)的三维轨迹在线规划方法及系统。

背景技术：

可重复使用运载器(reusablelaunchvehicle，简称rlv)在再入返回过程中无主动力，采用滑翔机动着陆方式，着陆过程中没有复飞的可能。末端能量管理段(terminalareaenergymanagement,简称taem)是指rlv从空气动力加热已达到较低的水平时的高度(约为28km的高度)起至飞行器离开航向调整圆柱调整到水平飞行(即倾侧角为0)状态，并对准跑道中线(约为3km的高度)为止的飞行段。飞行器的能量变化和轨迹形状密切相关，在飞行过程中必须受到其飞行轨迹的限制，严格按照轨迹剖面飞行。此外，taem段是可重复使用运载器rlv再入返回过程中的关键阶段，需要消除再入段结束时的能量和位置偏差，在复杂环境干扰下保证rlv顺利进入自动着陆窗口范围内。因此，亟待开发一种taem在线轨迹规划算法，能够根据rlv当前的状态在线规划出满足期望终端状态的轨迹，快速生成相应的制导指令。

目前可重复使用运载器rlv的taem轨迹规划方法主要是在航天飞机轨迹规划的基础上进行局部的改进，纵向规划为基于航程的高度或动压剖面，横侧向规划为传统的航向调整圆跟踪方式，在规划初始时刻根据着陆点远近确定直接式还是跨越式绕航向调整圆飞行。但是这种轨迹规划算法中，设计的纵向剖面是固定不可调整的，极大地限制了纵向轨迹规划的灵活性。此外，一部分学者所提的新型的横侧向地面轨迹设计方法都不可避免的需要进行s转弯段设计进行富裕能量的消耗，或者还需要参考航天飞机的策略进行跟踪模式的选择，轨迹规划规则不够统一简便，自主性不够强。

技术实现要素：

为克服上述现有技术存在的不足，本发明之目的在于提供一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法及系统，以能够基于纵向动压剖面和横侧向地面轨迹，从当前状态快速地规划出满足自动着陆窗口要求的可行三维轨迹。

为达上述及其它目的，本发明提出一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法，包括如下步骤：

步骤s1，设计基于高度的参考动压剖面确定纵向轨迹；

步骤s2，通过跟踪由能量耗散圆edc和航向调整圆hac所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹；

步骤s3，在线调节参考动压剖面、能量耗散圆edc和航向调整圆hac的参数来修正终端纵向位移xf，使待飞航程误差δs趋近于0，满足自动着陆点ali窗口需求。

优选地，于步骤s1中，将参考动压剖面设计为直线与三次曲线相结合的分段形式。

优选地，于步骤s1中，将纵向轨迹规划任务转化为在不同的高度上求解合适的攻角大小，以满足每个高度处的参考动压剖面要求。

优选地，步骤s1进一步包括：

步骤s100，根据参考动压剖面计算公式，计算期望动压；

步骤s101，初始化攻角；

步骤s102，基于当前的飞行器状态利用差分代替微分，计算下一高度的动压的值；

步骤s103，判断在该高度上的动压是否满足参考动压剖面的设置要求；

步骤s104，若不满足，则利用牛顿迭代法调节攻角，返回步骤s102，若满足，则输出攻角，从而确定纵向轨迹。

优选地，于步骤s100中，所述参考动压剖面计算公式如下：

其中，a0、a1、a2、a3、b0、b1、b2和b3为系数，hmid1和hmid2为三段动压剖面的高度分界点，其划分高度是预先设计的，并且在规划过程中不改变，hali为自动着陆点高度，第二段的恒定动压qmid是为不同垂直轨迹设计的唯一可变参数：

qmid＝qmin+kq·(qmax-qmin)

其中，qmax为最大动压约束，qmin为最小动压约束，kq∈[0,1]为可调的比例系数。

优选地，于步骤s2中，设置所述edc和所述航向调整圆hac的大小和位置，引导飞行器围绕这两个调整圆柱机动飞行，实现对富余能量的有效管理，满足自动着陆窗口的要求。

优选地，于步骤s2中，所述能量耗散圆edc与所述航向调整圆hac相切，用于消耗飞行器富余的能量，所述航向调整圆hac与跑道延长线相切，用于保证终端航向角和侧向位移的满足。

优选地，于步骤s2中，横侧向规划轨迹规划分为如下四个部分：

捕获段，引导所述运载器由当前tep点顺利进入所设计的飞行路径，对初始点的高度、速度和航向角等各种偏差进行有效的约束和规范，飞行器的捕获方向以飞行器对准能量耗散圆edc的切线为参考方向，对应不同初始航向角分别进行左转弯和右转弯；

能量耗散段，使所述运载器到达所述航向调整圆hac时的速度小于音速，从而顺利进入航向调整段，绕所述能量耗散圆edc飞行所需的倾侧角指令由开环和闭环两部分组成，开环部分为沿能量耗散圆edc转弯所需的倾侧角的值，闭环部分为简单的比例微分调节；

航向调整段，用于调整最终进场航向角对准跑道方向，绕所述航向调整圆hac飞行所需的倾侧角指令根据与能量耗散段相同的比例微分策略按不同的倾侧方向计算得到；

预着陆段，当运载器到达所述航向调整圆hac与跑道的切点处附近时，运载器进入预着陆段，利用比例微分策略给出倾侧角指令以调整侧向位移误差，一直飞行至自动着陆点。

优选地，于步骤s3中，分三个部分对待飞航程误差进行修正：第一部分为调节动压剖面的中间常值动压比例系数kq，第二部分为调节所述能量耗散圆edc的半径redc和相对于所述航向调整圆hac的夹角θedc，第三部分为调节所述航向调整圆hac的半径rhac和纵坐标xhac，并且通过设置修正比例系数来确定三部分对待飞航程误差的修正权值。

为达到上述目的，本发明还提供一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划系统，包括：

纵向轨迹确定单元，用于设计基于高度的参考动压剖面确定纵向轨迹；

横侧向轨迹确定单元，用于通过跟踪由能量耗散圆edc和航向调整圆hac所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹；

在线调节单元，用于在线调节参考动压剖面、能量耗散圆edc和航向调整圆hac的参数来修正终端纵向位移xf，使待飞航程误差δs趋近于0，满足自动着陆点ali窗口需求。

与现有技术相比，本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法及系统通过利用参考动压剖面确定纵向轨迹，通过跟踪由能量耗散圆(energydissipationcircle,简称edc)和航向调整圆(headingalignmentcircle,简称hac)所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹，并根据终端误差进行参考动压剖面、edc和hac的参数在线调整，实现了三维轨迹的在线规划，保证了轨迹规划算法的在线应用及对偏差的强适应性，并且在再入结束点交班位置和航向大偏差的情况下验证了该轨迹规划方法的有效性。

附图说明

图1为本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法的步骤流程图；

图2为本发明具体实施例中步骤s1的细部流程图；

图3为本发明具体实施例中动压-高度剖面图；

图4为本发明具体实施例中航程-高度剖面；

图5为本发明具体实施例中横侧向地面轨迹示意图；

图6为本发明具体实施例中三维轨迹推演流程图

图7为本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划系统的系统架构图；

图8-图10为本发明具体实施例之仿真示意图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例并结合附图说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭示的内容轻易地了解本发明的其它优点与功效。本发明亦可通过其它不同的具体实例加以施行或应用，本说明书中的各项细节亦可基于不同观点与应用，在不背离本发明的精神下进行各种修饰与变更。

图1为本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法的步骤流程图。如图1所示，本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法，包括如下步骤：

步骤s1，设计基于高度的参考动压剖面确定纵向轨迹。

在本发明具体实施例中，将参考动压剖面设计为直线与三次曲线相结合的分段形式：

其中hmid1和hmid2为三段动压剖面的高度分界点，其划分高度是预先设计的，并且在规划过程中不改变。第二段的恒定动压qmid是为不同垂直轨迹设计的唯一可变参数：

qmid＝qmin+kq·(qmax-qmin)(2)

其中，qmax为最大动压约束，qmin为最小动压约束，kq∈[0,1]为可调的比例系数。

若系数a0、a1、a2、a3、b0、b1、b2和b3确定，就可以得到任意高度处的参考动压值，即参考剖面唯一确定，第一段动压剖面中的四个系数a0、a1、a2和a3可以由初始高度htep和分界点高度hmid1处的动压以及动压对高度的变化率确定，约束条件表示为：

q(hmid1)＝qmid；

其中，vtep、ρtep、γtep和分别表示在线轨迹规划起始点的速度、密度、航迹倾角和阻力系数。则有：

利用矩阵求逆可以得到：

在式(5)中代入所有已知值，则求解出系数a0、a1、a2和a3。

同样地，第三段动压剖面中的四个系数b0、b1、b2和b3可以由自动着陆点高度hali和分界点高度hmid2处的动压以及动压对高度的变化率确定，约束条件表示为：

q(hmid2)＝qmid；

其中，vali和ρali分别表示自动着陆点的速度和密度，则有：

利用矩阵求逆就可以得到：

在式(8)中代入所有已知值，则求解出系数b0,b1,b2,b3。

动压剖面在两个分界点处的变化率和均设置为0，是为了使三段曲线之间能够光滑连接，考虑到在自动着陆段轨迹规划初始时飞行器需要满足准平衡滑翔条件，在合适的航迹倾角下动压需要保持不变，因此将自动着陆点处的动压变化率设置为0。

为了将动压与高度直接建立相关性，通过这种相关性，将动压与轨迹剖面有机地联系在一起，将动压对高度进行求导有：

又因为d＝qscd/m，dρ/dh＝-ρ/hs，则可以整理得到：

由公式(10)可知，基于当前的飞行器状态利用差分代替微分，可以近似计算下一高度的动压的值：

其中，δh表示基于高度的仿真步长。另一方面，根据基于高度的参考动压剖面，在下一高度的高度上的参考动压qref(hk+1)是已知的，可由式(1)确定，纵向轨迹规划的目的就是使得飞行器在任意高度上的动压都满足参考动压剖面的设置要求，即满足如下等式条件：

q(hk+1)＝qref(hk+1)(12)

由式(11)可知，根据当前飞行器的状态求解实际动压值时只有唯一的变量阻力系数cd是未知的，因此需要求解满足等式(12)的阻力系数，以使飞行器稳定在参考动压剖面上飞行。而阻力系数是攻角、马赫数的函数，可通过数据表格插值得到，因此纵向轨迹规划任务转化为在不同的高度上求解合适的攻角大小，来满足每个高度处的参考动压剖面要求，形成了基于参考动压剖面的轨迹规划问题。定义以攻角为自变量的函数为：

f(α)＝q(hk+1)-qref(hk+1)(13)

若能求解得使f(α)＝0的攻角，即满足了动压等式条件式(12)的要求。为了满足轨迹在线快速生成的需求，本发明采用牛顿迭代法来求解f(α)＝0这种一元函数的求根问题。因此，如图2所示，步骤s1进一步包括如下步骤：

步骤s100，根据参考动压剖面计算公式，即上述公式(1)，计算期望动压；

步骤s101，初始化攻角；

步骤s102，基于当前的飞行器状态利用差分代替微分，计算下一高度的动压的值，在本发明具体实施例中，根据上述公式(11)计算下一高度的动压值；

步骤s103，判断在该高度上的动压是否满足参考动压剖面的设置要求，即是否满足上述公式(12)；

步骤s104，若不满足，则利用牛顿迭代法调节攻角，返回步骤s102，若满足，则输出攻角，从而确定纵向轨迹。

步骤s2，通过跟踪由能量耗散圆(energydissipationcircle,简称edc)和航向调整圆(headingalignmentcircle,简称hac)所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹。

由于横侧向机动会影响航迹倾角，并进一步影响航程，因此，为了单独地分析不同动压剖面对航程的影响情况，本发明忽略横侧向机动，即设置倾侧角σ＝0，然后分别设置动压剖面的三种不同大小的比例系数kq＝0.1，kq＝0.5，kq＝0.9，以比较不同比例系数kq对航程的影响情况。仿真得到的动压剖面如图3(从下到上依次为kq＝0.1，kq＝0.5，kq＝0.9的动压剖面)所示，相应的航程如图4所示。从图4可以看出，动压剖面显著地影响了飞行航程的大小。不同的动压剖面对应不同的飞行航程，在满足各种物理限制的情况下，中间动压的比例系数越小，对应的飞行航程越大。

为了在线进行轨迹规划设计，本发明参考蛇形机动原理的思路设计了航向调整圆(headingalignmentcircle,hac)和能量耗散圆(energydissipationcircle,edc)来辅助横侧向机动的实现，为在线轨迹规划提供了可行的条件。横侧向地面轨迹示意图如图5所示，本发明设计了一个与hac相切的能量耗散圆(edc)，用于消耗飞行器富余的能量，而hac与跑道延长线相切，用于保证终端航向角和侧向位移的满足。飞行器的转弯机动方向和hac圆心的横坐标zhac由再入末端tep(即taem初始点)的侧向位置ztep自适应的确定。如果ztep为正，则飞行器向右倾侧以顺时针跟踪edc，向左倾侧以逆时针跟踪hac，否则，飞行器倾侧转弯方向相反。为了便于介绍，定义标识符γ＝sign(ztep)来描述ztep的符号，则hac圆心的横坐标，以及edc的坐标可以表示为：

zhac＝-γrhac(14)

xedc＝xhac-(redc+rhac)·sin(θedc)(15)

zedc＝zhac+γ(redc+rhac)·cos(θedc)(16)

其中，δθedc为edc的圆心与hac的圆心的连线与着陆坐标系z轴的夹角，取值限定在20～160度之间，保证侧向制导方案的正确实施。

从再入末端tep开始，飞行器调整航向以捕捉edc，然后继续沿该方向按直线飞行直到到达edc的切点处。飞行器到达edc后就沿着edc的圆弧飞行，直至edc与hac的切点处就变换方向沿hac的圆弧飞行。当飞行沿hac飞行至对准跑道方向时就以直线飞行到自动着陆点。由于hac与着陆场坐标系的ofxf轴相切，因此能保证终端的航向角约束和侧向位移约束。根据上述飞行规则，末端能量管理段的横侧向规划方法可以分为四个部分：捕获段，能量耗散段，航向调整段和预着陆段。

捕获段的任务主要是引导飞行器由当前tep点顺利进入所设计的飞行路径，对初始点的高度、速度和航向角等各种偏差进行有效的约束和规范。飞行器的捕获方向以飞行器对准edc的切线为参考方向，对应不同初始航向角分别进行左转弯和右转弯。因此，捕获段中倾侧角指令设计为与航向角偏差成正比：

σ＝-gχ_edc·δχcur_edc(17)

其中，gχ_edc为比例增益，δχcur_edc＝χcur-χref为当前航向角χcur与参考航向角χref之间的差值。需要注意的是，参考航向角χref为基于当前位置、edc位置和edc半径实时计算得到的。能量耗散段的任务主要是消耗多余的能量，使得飞行器到达hac时的速度小于音速，从而顺利进入航向调整段。能量耗散段是横侧向规划中至关重要的一部分，绕edc飞行所需的倾侧角指令由开环和闭环两部分组成，开环部分为沿半径为redc的edc转弯所需的倾侧角的值，闭环部分为简单的比例微分调节：

其中，δredc为当前位置到edc圆心的距离与edc半径redc的差值，而是δredc的变化率。和是反馈增益。由式(18)可以看出，当γ＝1时，飞行器向右倾侧转弯以按顺时针绕edc飞行，当γ＝-1时则向左倾侧转弯以按逆时针绕edc飞行，与实际飞行转弯要求相符。航向调整段的任务主要是调整最终进场航向角对准跑道方向。绕hac飞行所需的倾侧角指令根据与能量耗散段相同的比例微分策略按不同的倾侧方向计算得到。

其中δrhac是为当前位置到hac圆心的距离与hac半径rhac的差值，而是δrhac的变化率。和是反馈增益。开环部分为沿半径为rhac的hac转弯所需的倾侧角的值。由式(19)可知，当γ＝1时，飞行器向左倾侧转弯以按逆时针绕hac飞行，当γ＝-1时则向右倾侧转弯以按顺时针绕hac飞行，与实际飞行转弯要求相符。当飞行器到达hac与跑道的切点处附近时，飞行器进入预着陆段，利用简单的比例微分策略给出倾侧角指令以调整侧向位移误差，一直飞行至自动着陆点ali：

其中gz和是反馈增益。为侧向位移误差z的变化率。在所有情况下，根据上述规则所设计的倾侧角指令的绝对值都需满足小于70度的约束。

本发明提出的横侧向轨迹规划方法的思想就是合理设置edc和hac的大小和位置，引导飞行器围绕这两个调整圆柱机动飞行，实现对富余能量的有效管理，满足自动着陆窗口的要求，其优点主要有：

(1)在富余能量较多时，无需像传统方法一样另行设计s转弯段来进行能量的消耗。由于edc的引入，使得可以通过调节edc的半径大小和与hac相切的位置来增加能量的耗散，轨迹规划模式与能量没有富余的时候相同，使得轨迹设计规则更加统一。

(2)无需考虑选用直接式还是跨越式来对hac进行跟踪。随着飞行器tep点位于跑道坐标系的位置的确定，横侧向地面轨迹的转弯模式便已经确定(相对于着陆场坐标系ofxf轴，设置hac的位置于tep的位置的另一侧)，使得轨迹规划方法更加简单易用。

(3)由于hac和edc可以在线调节，增强了横侧向轨迹规划的适应性，可以实现在线快速生成参考轨迹以预测终端情况，可进一步应用于预测轨迹规划，增强对各种偏差的适应能力。

步骤s3，在线调节参考动压剖面、edc和hac的参数来修正终端纵向位移xf，使待飞航程误差δs趋近于0，满足自动着陆点ali窗口需求。

由于基于高度的动压剖面确定了飞行器的纵向轨迹，实现对动压剖面的良好跟踪能够保证终端高度、速度和航迹倾角满足自动着陆点的要求。由于设计的hac与跑道延长线相切，实现对横侧向地面轨迹的良好跟踪可以保证到达自动着陆点处的航向角和侧向位移能够满足要求。因此，末端能量管理的所有终端约束条件中，只有沿着跑道方向的纵向位移有可能无法满足自动着陆点要求，该终端纵向位移误差即为飞行器待飞航程的误差。由于终端时间未知，而终端高度是已知的，则建立以高度为自变量的飞行器质点运动微分方程组，然后将其从初始高度数值积分到终端高度，其中，攻角指令按照图2所示的流程图计算得到，以跟踪设计的参考动压剖面，倾侧角指令根据不同的飞行阶段由式(17)～(20)所确定，致力于跟踪由edc和hac所确定的横侧向地面轨迹，最终得到终端纵向位移xf，将其与期望的终端位移xali进行比较，可得终端位移误差，即待飞航程误差为：

δs＝xali-xf(21)

由式(21)可知，若待飞航程没有超过自动着陆点ali，则δs>0；若终端待飞航程超过ali，则δs＜0，因此，本发明可通过在线调节参考动压剖面、edc和hac的参数来修正终端纵向位移xf，使δs趋近于0，以满足ali窗口需求。其三维轨迹推演的流程图如图6所示

在本发明具体实施例中，将分三个部分对待飞航程误差进行修正：第一部分为调节动压剖面的中间常值动压比例系数kq，第二部分为调节edc的半径redc和相对于hac的夹角θedc，第三部分为调节hac的半径rhac和纵坐标xhac，并且通过设置修正比例系数来确定三部分对待飞航程误差的修正权值。中间段动压qmid的调节算法如下：

其中，qs表示动压比例系数kq对待飞航程的修正能力，即改变单位动压比例系数对应的待飞航程的变化。为相应的修正比例系数。由edc的变化引起的地面轨迹的变化量δsedc可近似计算为：

δsedc＝δredcδχedc_hac+(redc+rhac)δθedc(23)

其中，δχedc_hac为飞行器绕edc转弯飞行一共旋转的角度。航程变化量δsedc为taem段总航程变化量的组成部分。因此，对edc参数的调节可以有效修正终端待飞航程误差δs。可以根据式(23)通过牛顿迭代法对edc的半径redc和相对于hac的夹角θedc进行相应的的调节：

其中和为相应的修正比例系数。同理，可以通过牛顿迭代法对hac的半径rhac和纵坐标xhac进行相应的调节：

其中，δχhac_0为飞行器绕hac转弯飞行一共旋转的角度。和为相应的修正比例系数。此外，上述所有修正比例系数需满足：

并且，5个参数的修正不一定要同时启用，即可以设置某些修正比例系数为0。对于较小的初始条件偏差，一至两个参数的修正调节既可满足轨迹规划要求，当5个参数同时修正时，可达到对初始偏差的最大适应能力。

当已知飞行器当前的速度和航迹倾角时，飞行器转弯半径的大小会受到倾侧角大小的影响。根据力学和运动学原理可求得飞行器转弯半径rrlv的取值范围为：

因此，修正得到的edc半径redc和hac半径rhac必须考虑飞行器的运动特性，保证其处于飞行器可行的转弯半径的限定范围内。

图7为本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划系统的系统架构图，如图7所示，本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划系统，包括：

纵向轨迹确定单元701，用于设计基于高度的参考动压剖面确定纵向轨迹。

在本发明具体实施例中，将纵向轨迹规划任务转化为在不同的高度上求解合适的攻角大小，来满足每个高度处的参考动压剖面要求，形成了基于参考动压剖面的轨迹规划问题。纵向轨迹确定单元701具体用于：

根据参考动压剖面计算公式，即上述公式(1)，计算期望动压；

初始化攻角；

基于当前的飞行器状态利用差分代替微分，计算下一高度的动压的值，在本发明具体实施例中，即根据上述公式(11)计算下一高度的动压值；

判断在该高度上的动压是否满足参考动压剖面的设置要求，即是否满足上述公式(12)；

若不满足，则利用牛顿迭代法调节攻角，返回计算下一高度动压的步骤，若满足，则输出攻角，从而确定纵向轨迹。

横侧向轨迹确定单元702，用于通过跟踪由能量耗散圆(energydissipationcircle,简称edc)和航向调整圆(headingalignmentcircle,简称hac)所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹。

在本发明具体实施例中，参考蛇形机动原理的思路设计了航向调整圆(headingalignmentcircle,hac)和能量耗散圆(energydissipationcircle,edc)来辅助横侧向机动的实现，为在线轨迹规划提供了可行的条件。本发明的横侧向地面轨迹示意图如图5所示，设计了一个与hac相切的能量耗散圆(edc)，用于消耗飞行器富余的能量，而hac与跑道延长线相切，用于保证终端航向角和侧向位移的满足。飞行器的转弯机动方向和hac圆心的横坐标zhac由再入末端tep(即taem初始点)的侧向位置ztep自适应的确定。如果ztep为正，则飞行器向右倾侧以顺时针跟踪edc，向左倾侧以逆时针跟踪hac，否则，飞行器倾侧转弯方向相反。

从再入末端tep开始，飞行器调整航向以捕捉edc，然后继续沿该方向按直线飞行直到到达edc的切点处。飞行器到达edc后就沿着edc的圆弧飞行，直至edc与hac的切点处就变换方向沿hac的圆弧飞行。当飞行沿hac飞行至对准跑道方向时就以直线飞行到自动着陆点。由于hac与着陆场坐标系的ofxf轴相切，因此能保证终端的航向角约束和侧向位移约束。根据上述飞行规则，末端能量管理段的横侧向规划方法可以分为四个部分：捕获段，能量耗散段，航向调整段和预着陆段。

捕获段的任务主要是引导飞行器由当前tep点顺利进入所设计的飞行路径，对初始点的高度、速度和航向角等各种偏差进行有效的约束和规范。飞行器的捕获方向以飞行器对准edc的切线为参考方向，对应不同初始航向角分别进行左转弯和右转弯；能量耗散段的任务主要是消耗多余的能量，使得飞行器到达hac时的速度小于音速，从而顺利进入航向调整段，能量耗散段是横侧向规划中至关重要的一部分，绕edc飞行所需的倾侧角指令由开环和闭环两部分组成，开环部分为沿半径为redc的edc转弯所需的倾侧角的值，闭环部分为简单的比例微分调节；航向调整段的任务主要是调整最终进场航向角对准跑道方向。绕hac飞行所需的倾侧角指令根据与能量耗散段相同的比例微分策略按不同的倾侧方向计算得到；当飞行器到达hac与跑道的切点处附近时，飞行器进入预着陆段，利用简单的比例微分策略给出倾侧角指令以调整侧向位移误差，一直飞行至自动着陆点ali。

本发明提出的横侧向轨迹规划方法的思想就是合理设置edc和hac的大小和位置，引导飞行器围绕这两个调整圆柱机动飞行，实现对富余能量的有效管理，满足自动着陆窗口的要求。

在线调节单元703，用于在线调节参考动压剖面、edc和hac的参数来修正终端纵向位移xf，使待飞航程误差δs趋近于0，满足自动着陆点ali窗口需求。

由于基于高度的动压剖面确定了飞行器的纵向轨迹，实现对动压剖面的良好跟踪能够保证终端高度、速度和航迹倾角满足自动着陆点的要求。由于设计的hac与跑道延长线相切，实现对横侧向地面轨迹的良好跟踪可以保证到达自动着陆点处的航向角和侧向位移能够满足要求。因此，末端能量管理的所有终端约束条件中，只有沿着跑道方向的纵向位移有可能无法满足自动着陆点要求，该终端纵向位移误差即为飞行器待飞航程的误差。由于终端时间未知，而终端高度是已知的，则建立以高度为自变量的飞行器质点运动微分方程组，然后将其从初始高度数值积分到终端高度，其中，攻角指令按照图2所示的流程图计算得到，以跟踪设计的参考动压剖面，倾侧角指令根据不同的飞行阶段由式(17)～(20)所确定，致力于跟踪由edc和hac所确定的横侧向地面轨迹，最终得到终端纵向位移xf，将其与期望的终端位移xali进行比较，可得终端位移误差，即待飞航程误差，如前述式(21)。

由式(21)可知，若待飞航程没有超过自动着陆点ali，则δs>0；若终端待飞航程超过ali，则δs＜0，因此，可通过在线调节参考动压剖面、edc和hac的参数来修正终端纵向位移xf，使δs趋近于0，以满足ali窗口需求。

在本发明具体实施例中，将分三个部分对待飞航程误差进行修正：第一部分为调节动压剖面的中间常值动压比例系数kq，第二部分为调节edc的半径redc和相对于hac的夹角θedc，第三部分为调节hac的半径rhac和纵坐标xhac，并且通过设置修正比例系数来确定三部分对待飞航程误差的修正权值。

本发明对所提出的taem三维轨迹在线规划方法的有效性进行数值仿真验证。将标称的taem初始参数设置为：htep＝28km，xtep＝-65km，ztep＝40km，vtep＝900m/s，γtep＝-8°，χtep＝-80°。taem终端参数设置为：hali＝3km，xali＝-21km，zali＝0km，χali＝0°，vali＜180m/s。这里需要指出的是，由于终端速度没有明确的期望值，为了便于taem轨迹的设计和可行性分析，保留一定的误差余度，将taem终端速度设置为170m/s。终端允许误差为：δxali＝±0.3km，δzali＝±0.1km，δχali＝±0.5°。航向调整圆hac参数初始化为：rhac＝2km，xhac＝-22km，yhac＝-rhac。能量耗散圆edc参数初始化为：redc＝5km，θedc＝30°，则，xedc＝xhac-(rhac+redc)·sin(θedc)，zedc＝zhac-(redc+rhac)·cos(θedc)。航向调整圆hac修正系数设置为：能量耗散圆edc修正系数设置为：动压剖面修正系数设置为：qs＝30000。

在以自动着陆点的位置为圆心，半径为100km的圆弧上，每间隔5°设置一个初始位置点，一共设置了72个初始位置点，这些初始点距离自动着陆点具有相同的直线距离(约100km)，并且设置对应的初始航向角全部对准自动着陆点。在如此大范围的再入交班偏差情况下进行末端能量管理段轨迹规划仿真，仿真得到的72条taem轨迹各状态曲线如图8～图10所示，统计轨迹终端状态结果的均值和方差如表1所示。

表1再入交班偏差下taem规划结果

图8描述了再入结束点交班大偏差下的72条taem三维轨迹曲线，从不同的初始位置飞行至相同的自动着陆点，其中“*”号描绘的是飞行器在三维空间中的taem初始位置。从图9所示的经纬度曲线可以更清晰地看到72个初始位置的设置情况(用符号“*”描绘)，并且所有轨迹终端均到达自动着陆点。图10的动压高度曲线表明了为满足不同的飞行航程的需求，纵向轨迹规划得到不同的参考动压剖面。从表1可以看出，仿真得到的72条轨迹都满足了终端要求，而且各项终端约束的均值都非常接近期望值，所有轨迹都没有超过180m/s的终端速度限制，终端航向角都在±0.5°的误差范围内，终端纵向位移都在±0.3km的误差范围内，终端侧向位移都在±0.1km的误差范围内，说明该轨迹规划算法具有良好的规划准确性和规划稳定性，以及对再入结束点交班位置和航向角大偏差的强适应性，验证了本发明提出的taem三维轨迹快速规划算法的有效性。

综上所述，本发明一种可重复使用运载器末端能量管理段的三维轨迹在线规划方法及系统通过利用参考动压剖面确定纵向轨迹，通过跟踪由能量耗散圆(energydissipationcircle,简称edc)和航向调整圆(headingalignmentcircle,简称hac)所确定的地面轨迹确定横侧向轨迹，并根据终端误差在线调整参考动压剖面、edc和hac的参数，实现了三维轨迹的在线规划，保证了轨迹规划算法的在线应用及对偏差的强适应性，并且在再入结束点交班位置和航向大偏差的情况下验证了该轨迹规划方法的有效性。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何本领域技术人员均可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰与改变。因此，本发明的权利保护范围，应如权利要求书所列。