本发明涉及一种可重复使用飞行器(rlv)的着陆轨迹快速推演及状态高精度估计方法，属于飞行器设计技术领域。
背景技术：
可重复使用飞行器(reusablelaunchvehicles，rlv)是一种空天往返飞行器，并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进场着陆段必须满足动压、过载、触地攻角和速度等条件的限制，否则可能造成敏感器或起落架等机载设备损坏。设计进场着陆轨迹时，轨迹推演及飞行状态估算方法是评估所设计轨迹是否可使飞行器满足各项约束的重要手段，而目前已有的基于着陆段标称轨迹的推演及状态估算方法一般都是基于三自由度的数学模型，并不考虑舵面偏转所产生的影响，另外若提高估算速度则需增大搜索步长，但这将造成估算精度大幅降低。
如何既保证推演及状态估算的精度又可以大幅提高推演及状态估算速度是本领域亟待解决的技术问题。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种rlv进场着陆轨迹快速推演及状态高精度估计方法，在状态估算过程中考虑了舵面偏转对气动力及力矩的影响，并引入插值方法计算配平攻角，使得估算结果更精确、推演过程更具快速性。
本发明所采用的技术解决方案是：
提供一种可重复使用飞行器进场着陆轨迹快速推演方法，包括如下步骤：
(1)设计可重复使用飞行器标称着陆轨迹；
(2)由着陆轨迹获取初始高度h，按照高度差δh划分初始高度h，计算配平攻角α(h)及配平副翼偏角f(h)；
(3)根据着陆轨迹获取当前高度h＝h-(i-1)*δh下的航迹倾角γ，计算下一高度剖面的动压qi+1(h-δh)，其中i为正整数；
(4)固定副翼在f(h)的位置，按设定步长改变攻角，并依次计算对应的升力系数cl，利用升力系数cl计算动压q0(h)，计算δq＝qi+1(h-δh)-q0(h)，当δq的符号发生改变时，发生变号前后的值分别为δq1和δq2，对应的攻角值分别为α1和α2；
(5)以δq1和δq2为自变量、α1和α2为函数值，计算自变量为0时的函数值，即为在此高度剖面处的攻角值α(h-δh)；
(6)利用α(h-δh)和此高度的动压qi+1(h-δh)计算配平副翼偏角f(h-δh)；
(7)判断是否到达着陆高度，如果到达，则完成推演，否则将i的值加1返回步骤(3)。
同时提供一种可重复使用飞行器进场着陆轨迹快速确定方法，包括如下步骤：
(1)设计可重复使用飞行器标称着陆轨迹；
(2)由着陆轨迹获取初始高度h，按照高度差δh划分初始高度h，计算配平攻角α(h)及配平副翼偏角f(h)；
(3)根据着陆轨迹获取当前高度h＝h-(i-1)*δh下的航迹倾角γ，计算下一高度剖面的动压qi+1(h-δh)，其中i为正整数；
(4)固定副翼在f(h)的位置，按设定步长改变攻角，并依次计算对应的升力系数cl，利用升力系数cl计算动压q0(h)，计算δq＝qi+1(h-δh)-q0(h)，当δq的符号发生改变时，发生变号前后的值分别为δq1和δq2，对应的攻角值分别为α1和α2；
(5)以δq1和δq2为自变量、α1和α2为函数值，计算自变量为0时的函数值，即为在此高度剖面处的攻角值α(h-δh)；
(6)利用α(h-δh)和此高度的动压qi+1(h-δh)计算配平副翼偏角f(h-δh)；
(7)判断是否到达着陆高度，如果到达，则完成推演，否则将i的值加1返回步骤(3)；
(8)将所计算的各高度处的攻角α(h)、动压qi(h)和副翼偏角f(h)是否在阈值范围内，如果均在阈值范围内则确定该着陆轨迹，否则返回步骤(1)修改着陆轨迹。
优选的，步骤(2)中计算配平攻角α(h)及配平副翼偏角f(h)的方法如下：将飞行器阻力板固定于阻力中心位置，保持侧滑角及除副翼外所有舵面偏角为0°，以[0°，20°]为攻角的计算范围，副翼的最大负偏至最大正偏为副翼偏角的计算范围，攻角和副翼偏角中的一个在计算范围内以设定步长递增，在每一个角度另一个在计算范围内以设定步长递增，计算所有攻角及副翼偏角取值的配对组合情况下的升力系数cl以及俯仰力矩系数cm，当同时满足|q(h)sclcosγ-g|<δl和|q(h)slcm|<δm时，所对应的攻角值和副翼偏角值即为α(h)和f(h)；其中q(h)为所设计的着陆轨迹对应的初始动压，s为飞行器的参考面积，l为飞行器的参考长度，g为飞行器的重力，γ为初始高度对应的航迹倾角，δl和δm分别为力计算精度门限和力矩计算精度门限。
优选的，所述设定步长为1°。
优选的，步骤(3)中根据着陆轨迹获取当前高度h下的航迹倾角γ的方法如下：根据着陆轨迹获取当前高度h下的水平飞行距离，根据水平飞行距离获得对应的航迹倾角γ。
优选的，步骤(3)中计算下一高度剖面的动压qi+1(h-i*δh)的方法如下：
优选的，步骤(4)中计算动压q0(h-(i-1)*δh)的方法如下：
通过公式
优选的，步骤(5)中采用一维插值法计算自变量为0时的函数值。
优选的，步骤(6)中利用α(h-δh)和此高度的动压qi+1(h-δh)计算配平副翼偏角f(h-δh)的具体方法为：将飞行器阻力板固定于阻力中心位置，保持侧滑角及除副翼外所有舵面偏角为0°，固定攻角为α(h-δh)，副翼偏角以1°为步长从副翼最大负偏至最大正偏，依次计算俯仰力矩系数cm，当满足|q(h)slcm|<δm时，所对应的副翼偏角即为f(h-δh)；其中δm为力矩计算精度门限。
优选的，判断是否到达着陆高度的方法为判断h-i*δh是否小于着陆高度，如果小于，则表明到达着陆高度。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明与现有技术相比，传统的轨迹推演方法仅考虑飞行器三自由度运动模型，不考虑舵面偏转所产生的气动力及力矩对飞行器的影响，使轨迹推演及飞行状态估算结果与真实飞行情况发生偏离，而本发明在轨迹推演过程中引入了配平舵面的计算，考虑了配平舵面的计算以及因舵面偏转引起的气动系数变化，使所得结果更为准确；
(2)本发明与现有技术相比，传统的轨迹推演方法在每一高度处寻找配平攻角的过程中，因精度的需求需要使用尽量小的搜索步长，这将造成推演速度大幅减慢，每调整一个参数，均需要经过长时间的计算才能检验轨迹推演结果，极大的影响了轨迹推演和设计效率，而本发明在求解每一高度剖面配平攻角的过程中引入了插值原理估算每一高度剖面对应的攻角，避免了传统方法估算速度及精度之间的矛盾，在不损失精度的前提下大幅度提高了轨迹推演效率。
附图说明
图1为本发明方法的推演过程的流程图；
图2为本发明方法举例使用的给定着陆轨迹；
图3为本发明方法举例使用的给定航迹倾角；
图4为本发明方法与传统轨迹推演方法及仿真结果对比的攻角曲线；
图5为本发明方法与传统轨迹推演方法及仿真结果对比的动压曲线；
图6为本发明方法与传统轨迹推演方法及仿真结果对比的法向过载曲线；
图7为本发明方法与传统轨迹推演方法及仿真结果对比的副翼偏转曲线；
具体实施方式
本发明提出了一种rlv进场着陆段快速轨迹推演及飞行状态估算方法。首先，在每一步的迭代推演中考虑了配平舵面的计算以及因舵面偏转引起的气动系数变化，使估算结果更为精确；其次，不同于传统方法需要在每一高度剖面的攻角计算中尽量减小计算步长从而获得满意的计算精度，本项目根据动压利用插值方法估算每一高度剖面对应的攻角，避免了传统方法计算速度及精度之间的矛盾，大幅度提高了推演计算速度。
如图1所示，为本发明方法的流程框图，一种rlv进场着陆轨迹快速推演及状态高精度估计方法，具体步骤如下：
步骤一、根据标准rlv着陆轨迹设计方法给出一条标称着陆轨迹h＝f(x)，参见图2、3；着陆标称轨迹的具体设计方法可以参见文献g.h.bartonands.g.tragesser,autolandingtrajectorydesignforthex-34,aiaa-99-4161,1999；
在rlv进场段假设地球为无自转的平面大地，重力加速度g恒定，可建立无动力飞行rlv在纵向平面内的动力学方程为
其中m为飞行器质量，v为速度，γ为航迹倾角，l,d分别为气动升力及阻力，其计算公式为
其中s为飞行器参考面积，cl,cd为气动升力系数和阻力系数，
将(2)代入，并利用关系式
对(1)的第二式进行变换可得
将
则由(v,γ)描述的rlv质点动力学方程可转换为由(q,γ)描述的形式：
经等价变换可进一步得到
步骤二，按照一定的步长δh将图2中的初始高度划分为若干等份，并将阻力板置于阻力中心位置，除副翼外其它舵面和侧滑角均置0，根据着陆轨迹确定初始高度h、根据初始高度h计算初始动压，根据飞行器的气动特性及飞行器重量：以[0°，20°]为攻角的计算范围、副翼的最大负偏至最大正偏为副翼偏角的计算范围，攻角和副翼偏角中的一个在计算范围内以1°为步长递增，在每一个角度另一个在计算范围内以1°为步长递增，计算所有攻角及副翼偏角取值的配对组合情况下的升力系数cl以及俯仰力矩系数cm，当同时满足|q(h)sclcosγh-g|<δl和|q(h)slcm|<δm时，所对应的攻角值和副翼偏角值即为α(h)和f(h)；其中q(h)为所设计的着陆轨迹对应的初始动压，s为飞行器的参考面积，l为飞行器的参考长度，g为飞行器的重力，γh为初始高度对应的航迹倾角，δl和δm分别为力计算精度门限和力矩计算精度门限，可分别取为10n和10nm。
步骤三，利用图2、3获得当前高度h＝h-(i-1)*δh下的γ的值，其中i的初值为1、为正常数，当i＝1时有h＝h；利用公式(7)获得
步骤四，固定副翼在f(h)位置，以一定步长改变攻角，并依次计算升力系数cl，通过公式(7)的第二式获得
记δq＝qi+1(h-δh)-q0(h)发生变号前后的值分别为δq1和δq2，对应的攻角值分别为α1和α2。
步骤五，以δq1和δq2为自变量、α1和α2为函数值，利用一维插值方法计算自变量为0时的函数值，即为在此高度剖面处的攻角值α(h-δh)。
步骤六，依据步骤三获得的qi+1(h-δh)和步骤五获得的α(h-δh)计算f(h-δh)：将飞行器阻力板固定于阻力中心位置，保持侧滑角及除副翼外所有舵面偏角为0°，固定攻角为α(h-δh)，从副翼最大负偏至最大正偏，以1°为间隔，根据飞行器气动参数依次计算俯仰力矩系数cm，当满足|q(h)slcm|<δm时，所对应的副翼偏角即为f(h-δh)；其中s为飞行器参考面积，l为飞行器参考长度，δm为力矩计算精度门限，可取为10nm。
步骤七，判断h-i*δh是否小于着陆高度，如果小于，则完成推演，否则将i+1的值赋给i，返回步骤三，直到飞行器到达着陆高度为止。
将轨迹上每一高度处的飞行状态与期望指标进行对比，如果在指标允许范围内则表明飞行器陆轨迹设计合理，否则返回步骤一修改设计的着陆轨迹。
实施例
下面通过对比，说明本发明所述方法的有效性及先进性。
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.bartonands.g.tragesser,autolandingtrajectorydesignforthex-34,aiaa-99-4161,1999.)，本仿真算例只给出所设计轨迹的相关参数。
本算例中飞行器纵平面内的标称着陆轨迹关键参数如表1所示。
表1标称着陆轨迹参数
针对同一给定轨迹，利用传统方法和本发明所提出的方法进行轨迹推演和状态估算，轨迹推演过程中将v尾同向偏转于阻力中心位置-15°。为对比两种轨迹轨迹方法与真实飞行情况之间的差异，也利用所设计的轨迹和跟踪标称轨迹的制导方法进行标称状态下的三自由度仿真(三自由度仿真中计算了配平副翼及其所产生的气动力)，结果如图2-7所示。可见，利用改进后的方法所得各物理量更贴近于加入制导后的三自由度仿真结果，而传统的方法由于没有考虑配平舵面的影响，使得所得结果(攻角、动压、法向过载曲线)偏离三自由度仿真结果较远。本发明所涉及的轨迹推演仿真均使用matlab软件，利用同一台计算机从推演初始时刻开始计时，至仿真飞行器触地结束计时，使用传统方法共耗时15分钟，而本发明所提出的方法仅需10s左右的时间，可见本发明所提出的方法在得到更真实的结果的同时，也可大幅度提高仿真的效率。
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。