CN109240335A - 一种空天飞行器进场着陆制导方法 - Google Patents

Abstract

一种空天飞行器进场着陆制导方法，方法主要包括步骤如下：确定飞行能量‑高度走廊，将飞行轨迹根据飞行器的飞行能量由大至小依次划分为第一过渡段、等动压飞行段、第二过渡段、小下沉率飞行段，确定每段轨迹的飞行器高度特征剖面,根据航程偏差调整每段轨迹的飞行器高度特征剖面，确定飞行器攻角指令，同时确定阻力版开启角度指令和飞行器倾侧角指令，完成空天飞行器进场着陆制导工作。本发明的进场着陆制导方法，自适应能力强，精度高，计算简单，工程实现容易。

Description

一种空天飞行器进场着陆制导方法

技术领域

本发明涉及一种空天飞行器进场着陆制导方法，属于着陆制导技术领域，特别适用于空天飞行器、可重复使用运载器以及高超声速飞行器的进场着陆。

背景技术

空天飞行器(Aerospace Vehicle,ASV)(又称空天飞机)是既能在航空领域又能在航天领域工作的新型飞行器，它结合了航空技术与航天技术。空天飞行器能像普通飞机一样水平起飞，以高超声速在大气层内飞行，并可直接加速进入地球轨道，成为航天飞行器，返回大气层后，像飞机一样在机场着陆。

进场着陆段是空天飞行器返回着陆过程的最后一个阶段，空天飞行器在该阶段无动力飞行与小升阻比特性，与通用航空器着陆存在巨大差异，是空天飞行器的关键技术。进场着陆段位于末端能量管理段之后，其主要目的是管理空天飞行器的能量，控制飞行器以合适的高度、速度、下沉率和航向到达机场跑道。典型的进场着陆段飞行起始于地速约156m/s、距地面高度约3000m，距离机场跑道约13880m，结束于机场跑道，速度约100m/s、距地面高度0m。

无动力投放试验演示验证是空天飞行器发展的重要阶段，用于验证无动力自主进场时的着陆性能，与正常飞行相比，其初始条件范围大，增加了制导控制的难度。一种低速飞行器挂飞的无动力投放试验，初始飞行速度约50m/s、初始距地面高度约4025m，初始距离机场跑道约11333m，结束于机场跑道，速度约100m/s、距地面高度0m。可以看出，其与典型的进场着陆段飞行的初始条件变化大。

所以，研究设计一种适应大范围初始条件的空天飞行器进场着陆技术，既解决空天飞行器正常进场着陆飞行的需要，也满足无动力投放试验的需求，作为一项通用的关键技术，有重要的现实意义。

在正常飞行自主着陆方面，航天飞机自动着陆轨迹设计采用了“陡下滑段+圆弧拉起段+指数过渡段+浅下滑段”，着陆段有四条轨迹可供选择，选择何种轨迹取决于航天飞机的质量及能量状况，在不同的飞行阶段采用不同的制导结构，使着陆时达到设计要求。Draper试验室以X-34无动力自动着陆为研究对象，提出了一种基于高度剖面的轨迹设计方法，与航天飞机采用的基于时间的轨迹设计方法相比，与轨迹剖面的物理本质相符合，具有明显的设计优势。可以看出，正常飞行的自动着陆技术在很大程度上沿袭了美国航天飞机的工作，在航天飞机无动力自动着陆的框架基础上进行改进。在无动力投放着陆方面，日本通过ALFLEX项目进行了无人空间飞行器缩比模型的投放试验，ALFLEX的无动力投放着陆的轨迹形状增加了一段固定轨迹进行捕获，以便与自动着陆段连接，其适应性较差。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种空天飞行器进场着陆制导方法，本发明方法制导精度高，提高了空天飞行器的初始条件适应能力，同时计算简单，工程实现容易。

本发明的技术方案是：

一种空天飞行器进场着陆制导方法，包括步骤如下：

1)确定飞行能量-高度走廊；

2)根据飞行器的飞行高度和能量，判断飞行器是否位于飞行能量-高度走廊内，若飞行器不位于所述飞行能量-高度走廊内则进入步骤3)；若飞行器位于飞行能量-高度走廊内则进入步骤4)

3)进行飞行器纵向制导和侧向制导，直至飞行器的飞行高度和能量位于飞行能量-高度走廊内，进入步骤4)；

4)根据飞行器的航程偏差进行纵向制导，根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导，获得纵向制导信息和侧向制导信息，进入步骤5)；

5)将所述步骤4)获得的纵向制导信息和侧向制导信息传递给飞行器控制***，用于控制飞行器飞行，完成飞行器进场着陆制导工作。

所述步骤1)确定飞行能量-高度走廊包括确定飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系和飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，具体为：

11)所述飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，E为飞行器的飞行能量，μ为地球引力常数，R₀为机场平面地球半径，q_max为飞行器动压上限，ρ₀为飞行器着陆点水平面大气密度，h_s为大气特征常数；

12)所述飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，m为飞行器质量，S_ref为飞行器参考面积，C_{L max}为飞行器最大升阻比时的升力系数。

所述步骤3)飞行器侧向制导的方法具体为：将保持飞行器倾侧角为零作为侧向制导信息，将所述侧向制导信息传递给飞行器控制***，完成侧向制导。

所述步骤3)飞行器纵向制导方法具体为：确定飞行器的攻角指令，将保持阻力板开启角度指令维持初始值不变和所述确定的飞行器的攻角指令，作为纵向制导信息，将所述纵向制导信息传递给飞行器控制***，完成纵向制导；

所述飞行器的攻角指令α，具体为：

其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度，ρ为大气密度，S_ref为飞行器参考面积，k_{CD_α_0}为飞行攻角与飞行器阻力系数的比值，q为飞行器实时动压，q_c为飞行器动压阈值，k为制导指令增益系数，为设定的飞行高度-能量变化率，θ为飞行器航迹倾角，D为阻力加速度。

所述步骤4)根据飞行器的航程偏差进行纵向制导的方法，具体为：

41)分配飞行器的航程偏差，根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令和阻力版开启角度指令；

42)将所述步骤41)确定的攻角指令和阻力版开启角度指令作为纵向制导信息。

所述步骤41)根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令的方法，具体为：

411)进行轨迹规划，将飞行轨迹根据飞行器的飞行能量由大至小依次划分为第一过渡段、等动压飞行段、第二过渡段、小下沉率飞行段；确定每段轨迹的飞行器高度特征剖面；

412)根据所述航程偏差的分配结果，实时调整步骤411)确定的所述飞行器高度特征剖面；根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令。

所述步骤411)确定的每段轨迹的飞行器高度特征剖面，具体为：

A)所述第一过渡段飞行器高度特征剖面h_b具体为：

h_b＝c_b0+c_b1E+c_b2E²+c_b3E³，

E_d＜E，

其中，E为飞行器能量，c_b0、c_b1、c_b2和c_b3为第一过渡段飞行器高度特征剖面系数；E_d为所述第一过渡段与所述等动压飞行段交点处的能量设计值；

B)所述等动压飞行段飞行器高度特征剖面h_d具体为：

E_L＜E≤E_d，

其中，h_d0为等动压飞行段的起始高度，E_l为所述等动压飞行段和所述第二过渡段交点处的能量设计值；

C)所述第二过渡段飞行器高度特征剖面h_L具体为：

h_L＝c_L0+c_L1E+c_L2E²+c_L3E³,

E_q＜E≤E_L，

其中，c_L0、c_L1、c_L2和c_L3为第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，E_q为所述第二过渡段与所述小下沉率飞行段交点处的能量设计值；

D)所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面h_q具体为：

其中，h_f为飞行器终端标称高度，E_f为飞行器终端标称能量，g_f为终端标称重力加速度，v_f为终端标称速度，为小下沉率飞行段的高度-能量变化率，θ_q为小下沉率飞行段的航迹倾角，D_q为小下沉率飞行段的阻力加速度，C_{D_q}为阻力系数。

所述步骤412)实时调整飞行器高度特征剖面的方法，具体为：

确定飞行高度剖面的调整量Δh，根据Δh实时调整等动压飞行段飞行器高度特征剖面，获得调整后的等动压飞行段飞行器高度特征剖面，第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面根据等动压飞行段的飞行器高度特征剖面的实时调整结果，进行调整，获得调整后的第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面；所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面保持不变。

所述调整后的等动压飞行段的飞行器高度特征剖面h_{d_Δh}、第一过渡段的飞行器高度特征剖面h_{b_Δh}和第二过渡段的飞行器高度特征剖面h_{L_Δh}，具体为：

h_{L_Δh}＝c_{L0_Δh}+c_{L1_Δh}E+c_{L2_Δh}E²+c_{L3_Δh}E³，

h_{b_Δh}＝c_{b0_Δh}+c_{b1_Δh}E+c_{b2_Δh}E²+c_{b3_Δh}E³，

其中，c_{L0_Δh}、c_{L1_Δh}、c_{L2_Δh}、c_{L3_Δh}为所述调整后的第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，c_{b0_Δh}、c_{b1_Δh}、c_{b2_Δh}和c_{b3_Δh}为所述调整后的第一过渡段飞行器高度特征剖面系数。

确定飞行高度剖面调整量Δh的方法，具体为：

Δs_h＝(1-k_s)Δs,

其中，Δh_k＝Δh为当前制导周期飞行高度剖面的调整量，Δh_k-1为上一制导周期飞行高度剖面的调整量，dt为制导周期大小，γ_h>0，λ>0，E_n为飞行器的当前能量,Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数，当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0；当飞行器的飞行轨迹位于第一过渡段或等动压飞行段时，k_s不为零。

所述步骤412)根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令的方法，具体为：

α_k＝α_k-1+Δα，

其中，α_k为当前制导周期的攻角指令，α_k-1为上一制导周期的攻角指令,ξ,ω为制导***的阻尼比和制导***的振荡频率，n_h为飞行器实时法向加速度,h_ref为当前能量-高度剖面对应的高度值，当前能量-高度剖面对应的高度变化率值，当前能量-高度剖面对应的高度加速度值，n_h为飞行器当前法向加速度，k_L为升力系数与攻角的比例系数，h为飞行器高度，为飞行器高度变化率，v为飞行器速度，θ为飞行器航迹倾角，σ_d为由导航***提供的飞行器倾侧角。

所述步骤41)根据述航程偏差的分配结果，确定阻力版开启角度指令的方法，具体为：

Δs_η＝k_sΔs,

其中，η_k-1为上一制导周期的阻力板开启角度指令，η_k为当前制导周期阻力板开启角度指令，γ_η>0,m为飞行器质量，Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数；当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0；当飞行器的飞行轨迹位于第一过渡段或等动压飞行段时，k_s不为零。

所述步骤4)根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导的方法，具体为：确定飞行器倾侧角指令，将所确定的飞行器倾侧角指令作为侧向制导信息；所述飞行器倾侧角指令确定如下：

其中，y为飞行器的侧向距离偏差；为飞行器的侧向速度；k_zp>0,k_zd>0。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)本发明提出了一种新的着陆制导流程，将整个过程分为飞行状态调整段和飞行剖面在线调整段，有利于适应正常着陆飞行及挂飞投放等大范围变化的初始条件。

2)本发明综合利用飞行高度和阻力板开启角度调节飞行航程偏差，而非利用单一手段，提高了飞行器的航程调整能力，对初始条件误差及各种扰动不敏感，且均为简单的数学运算公式，对飞控计算机性能要求低，易于工程实现。

3)本发明基于高度在线生成和调整，而非采用固定高度剖面的方式，提高了空天飞行器的航程在线调整能力，避免了传统上采用固定高度剖面而导致的适应能力差的问题，提高了制导的鲁棒性。

4)本发明基于阻力板开启角度在线实时调整航程，同时利用能量-高度剖面跟踪保证终端高度和速度，而非采用阻力板跟踪固定速度剖面的方式，提高了空天飞行器的航程在线调整能力，避免了传统上采用阻力板跟踪固定速度剖面而导致的适应能力差的问题，提高了制导的鲁棒性。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为本发明实施例中能量高度走廊及能量-高度特征剖面；

图3为本发明实施例中攻角指令曲线；

图4为本发明实施例中倾侧角指令曲线；

图5为本发明实施例中动压曲线；

图6为本发明实施例中阻力板开启角度指令曲线；

图7为本发明实施例中μ_h曲线；

图8为本发明实施例中μ_η曲线。

具体实施方式

本发明一种适应大范围初始条件的空天飞行器进场着陆技术，其制导精度高，能够适应正常着陆飞行及挂飞投放等大范围变化的初始条件，对初始条件误差及各种扰动不敏感，可以较好地综合纵向与横向的制导，同时对飞控计算机性能要求不高，易于工程实现。

一种空天飞行器进场着陆制导方法，如图1所示，包括步骤如下：

1)确定飞行能量-高度走廊

确定飞行能量-高度走廊包括确定飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系和飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，具体为：

11)所述飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，E为飞行器的飞行能量，μ为地球引力常数，R₀为机场平面地球半径，q_max为飞行器动压上限，ρ₀为飞行器着陆点水平面大气密度，h_s为大气特征常数；

12)所述飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，m为飞行器质量，S_ref为飞行器参考面积，C_Lmax为飞行器最大升阻比时的升力系数。

2)根据飞行器的飞行高度和能量，判断飞行器是否位于飞行能量-高度走廊内，若飞行器不位于所述飞行能量-高度走廊内则进入步骤3)；若飞行器位于飞行能量-高度走廊内则进入步骤4)；

3)进行飞行器纵向制导和侧向制导，直至飞行器的飞行高度和能量位于飞行能量-高度走廊内，进入步骤4)；

将保持飞行器倾侧角为零作为侧向制导信息，将所述侧向制导信息传递给飞行器控制***，进行飞行器侧向制导；同时，确定飞行器的攻角指令α，将保持阻力板开启角度指令维持初始值不变和所述确定的飞行器的攻角指令α，作为纵向制导信息，将所述纵向制导信息传递给飞行器控制***，完成纵向制导；

所述飞行器的攻角指令α，具体为：

其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度，ρ为大气密度，S_ref为飞行器参考面积，k_{CD_α_0}为飞行攻角与飞行器阻力系数的比值，q为飞行器实时动压，如图5所示，q_c为飞行器动压阈值，为进行攻角指令模式切换的动压设计值，取值范围为1000Pa～6000Pa，k为制导指令增益系数，0＜k＜1，为设定的飞行高度-能量变化率，θ为飞行器航迹倾角，D为阻力加速度。

4)根据飞行器的航程偏差进行纵向制导，根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导，获得纵向制导信息和侧向制导信息，进入步骤5)；

41)分配飞行器的航程偏差，根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令和阻力版开启角度指令；

42)将所述步骤41)确定的攻角指令和阻力版开启角度指令作为纵向制导信息。

进行飞行器的航程偏差分配，确定利用攻角指令调整的航程偏差和利用阻力板调整的航程偏差，根据利用阻力板调整的航程偏差确定阻力板开启角度指令；

44)将步骤43)所确定的每段轨迹的飞行器攻角指令和步骤41)所确定的阻力板开启角度指令作为纵向制导信息。

所述步骤41)根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令的方法，具体为：

411)进行轨迹规划，将飞行轨迹根据飞行器的飞行能量由大至小依次划分为第一过渡段、等动压飞行段、第二过渡段、小下沉率飞行段；确定每段轨迹的飞行器高度特征剖面；

412)根据所述航程偏差的分配结果，实时调整步骤411)确定的所述飞行器高度特征剖面；根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令。

所述步骤411)确定的每段轨迹的飞行器高度特征剖面，具体为：

A)所述第一过渡段飞行器高度特征剖面h_b具体为：

h_b＝c_b0+c_b1E+c_b2E²+c_b3E³，

E_d＜E，

其中，E为飞行器能量，c_b0、c_b1、c_b2和c_b3为第一过渡段飞行器高度特征剖面系数；E_d为所述第一过渡段与所述等动压飞行段交点处的能量设计值；c_b0、c_b1、c_b2和c_b3根据等动压飞行段的起始高度h_d0、等动压飞行段的高度-能量变化率飞行状态调整段末端的高度和飞行状态调整段末端的高度-能量变化率四个约束条件，可以求解出系数c_b0、c_b1、c_b2和c_b3。

B)所述等动压飞行段飞行器高度特征剖面h_d具体为：

E_L＜E≤E_d，

其中，h_d0为等动压飞行段的起始高度，E_l为所述等动压飞行段和所述第二过渡段交点处的能量设计值；

C)所述第二过渡段飞行器高度特征剖面h_L具体为：

h_L＝c_L0+c_L1E+c_L2E²+c_L3E³,

E_q＜E≤E_L，

其中，c_L0、c_L1、c_L2和c_L3为第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，E_q为所述第二过渡段与所述小下沉率飞行段交点处的能量设计值；c_L0、c_L1、c_L2和c_L3根据等动压飞行段末端的高度h_df、等动压飞行段的高度-能量变化率小下沉率飞行段起始端的高度h_q0和小下沉率飞行段的高度-能量变化率确定。

D)所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面h_q具体为：

其中，h_f为飞行器终端标称高度；E_f为飞行器终端标称能量，g_f为终端标称重力加速度，v_f为终端标称速度，为小下沉率飞行段的高度-能量变化率，θ_q为小下沉率飞行段的航迹倾角，D_q为小下沉率飞行段的阻力加速度，C_{D_q}为阻力系数。

所述步骤412)实时调整飞行器高度特征剖面的方法，具体为：

确定飞行高度剖面的调整量Δh，根据Δh实时调整等动压飞行段飞行器高度特征剖面，获得调整后的等动压飞行段飞行器高度特征剖面，第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面根据等动压飞行段的飞行器高度特征剖面的实时调整结果，进行调整，获得调整后的第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面；所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面h_q保持不变。

所述调整后的等动压飞行段的飞行器高度特征剖面h_{d_Δh}、第一过渡段的飞行器高度特征剖面h_{b_Δh}和第二过渡段的飞行器高度特征剖面h_{L_Δh}，具体为：

h_{L_Δh}＝c_{L0_Δh}+c_{L1_Δh}E+c_{L2_Δh}E²+c_{L3_Δh}E³，

其中，c_{L0_Δh}、c_{L1_Δh}、c_{L2_Δh}和c_{L3_Δh}为所述调整后的第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，根据h_{d_Δh}确定；具体根据调整后的等动压飞行末端的高度、等动压飞行高度-能量变化率、浅下滑起始端的高度和小下沉率飞行段的高度-能量变化率四个约束条件确定。

h_{b_Δh}＝c_{b0_Δh}+c_{b1_Δh}E+c_{b2_Δh}E²+c_{b3_Δh}E³，

其中，c_{b0_Δh}、c_{b1_Δh}、c_{b2_Δh}和c_{b3_Δh}为所述调整后的第一过渡段飞行器高度特征剖面系数，根据h_{d_Δh}确定；具体根据调整后的等动压飞行段起始端的高度、等动压飞行高度-能量变化率、当前飞行高度和当前高度-能量变化率决定。

所述小下沉率飞行段的能量-高度剖面保持不变，即：

确定飞行高度剖面调整量Δh的方法，具体为：

Δs_h＝(1-k_s)Δs,

其中，Δh_k＝Δh为当前制导周期飞行高度剖面的调整量，Δh_k-1为上一制导周期飞行高度剖面的调整量，dt为制导周期大小，γ_h>0，λ>0，E_n为飞行器的当前能量,Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数，0≤k_s≤1；当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0。

所述步骤412)根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令的方法，具体为：

α_k＝α_k-1+Δα，

其中，α_k为当前制导周期的攻角指令，α_k-1为上一制导周期的攻角指令,ξ,ω为制导***的阻尼比和制导***的振荡频率，n_h为飞行器实时法向加速度,h_ref为当前能量-高度剖面对应的高度值，当前能量-高度剖面对应的高度变化率值，当前能量-高度剖面对应的高度加速度值，n_h为飞行器当前法向加速度，k_L为升力系数与攻角的比例系数，h为飞行器高度，为飞行器高度变化率，v为飞行器速度，θ为飞行器航迹倾角，σ_d为由导航***提供的飞行器倾侧角。

所述步骤41)根据述航程偏差的分配结果，确定阻力版开启角度指令的方法，具体为：

Δs_η＝k_sΔs,

其中，η_k-1为上一制导周期的阻力板开启角度指令，η_k为当前制导周期阻力板开启角度指令，γ_η>0,m为飞行器质量，Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数，0≤k_s≤1；当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0。

所述步骤4)根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导的方法，具体为：确定飞行器倾侧角指令，将所确定的飞行器倾侧角指令作为侧向制导信息；所述飞行器倾侧角指令确定如下：

其中，y为飞行器的侧向距离偏差；为飞行器的侧向速度；k_zp>0,k_zd>0。

5)将所述步骤4)获得的纵向制导信息和侧向制导信息传递给飞行器控制***，用于控制飞行器飞行，完成飞行器进场着陆制导工作。

实施例

飞行器初始条件为：初始高度4025m，初始x位置-11333m，初始z位置100m，初始速度50m/s，初始航向角0°。

着陆终端条件为：终端高度0m，终端x位置0m，终端z位置0m，终端速度100m/s，终端航向角0°。

步骤1)确定飞行能量-高度走廊；

11)依据下式求解进场着陆全过程，各个能量点对应的高度下限h_min：

其中，μ＝3.9860×10¹⁴，R₀＝6378375，q_max＝12000，ρ₀＝1.1815，h_s＝6370，具体能量-高度下限h_min如图2所示。

12)依据下式求解进场着陆全过程，各个能量点对应的高度上限h_max

其中，m＝3300，S_ref＝5.453，具体能量-高度上限h_max如图2所示。

步骤2)根据飞行器的飞行高度，判断飞行器是否位于飞行能量-高度走廊内，从进场着陆制导开始直到进入能量-高度走廊内，则飞行器的飞行段为飞行状态调整段，进入步骤3)；从飞行状态调整段结束到飞行器高度到达机场高度，则飞行器的飞行段为高度剖面在线调整段，进入步骤4)

步骤3)进行飞行状态调整段纵向制导和侧向制导，直至飞行器位于飞行能量-高度走廊内，并自主生成能量-高度特征剖面，进入步骤4)；

31)飞行器侧向制导方法，具体为：

保持倾侧角指令为零，即σ＝0。

32)飞行器纵向制导方法，具体为：

η＝η₀，

其中，η₀＝42，q_c＝3000，k＝0.01，阻力板开启角度指令结果如图6所示，攻角指令结果如图3所示。

33)能量-高度特征剖面自主生成方法，具体为：

331)当E≤E_q(E_q＝9500)时，小下沉率飞行段能量-高度特征剖面为：

其中，E_f＝8674.1，h_f＝0,

332)当E_q＜E≤E_L时，E_L＝18000，第二过渡段的能量-高度剖面为：

h_L＝c_L0+c_L1E+c_L2E²+c_L3E³，

其中，c_L0＝338.0868、c_L1＝-0.078948、c_L2＝4.60412×10^-6和c_L3＝5.42317×10^-12。

333)当E_L＜E≤E_d时，E_d＝35000，等动压段的能量-高度特征剖面为：

其中，h_d0＝2004.9。

334)当E_d＜E时，第一过渡段的能量-高度特征剖面为：

h_b＝c_b0+c_b1E+c_b2E²+c_b3E³，

其中，c_b0＝85058.449、c_b1＝6.52542、c_b2＝1.66856×10^-4和c_b3＝1.3775519×10^-9。

能量-高度特征剖面如图2所示。

步骤4)进行高度剖面在线调整段纵向制导：根据航程偏差调整分配律，将飞行器航程偏差分配给高度剖面负责调整和阻力板开启角度负责调整；依据高度剖面负责调整的航程偏差，利用高度剖面调整律实时调整能量-高度剖面；根据调整后能量-高度剖面，利用高度跟踪律实时确定攻角指令；依据阻力板开启角度负责调整的航程偏差，利用阻力板开启角度制导律实时确定阻力板开启角度。同时进行高度剖面在线调整段侧向制导，根据侧向距离，利用飞行器侧向制导律实时确定飞行器倾侧角指令

41)根据航程偏差调整分配律，将飞行器航程偏差分配给高度剖面负责调整和阻力板开启角度负责调整方法，具体为：

其中，第一过渡段和等动压段时，k_s＝0.5；当飞行器在第二过渡段、小下沉率飞行段时，令k_s＝0。

42)依据高度剖面负责调整的航程偏差，利用高度剖面调整律实时调整能量-高度剖面方法，具体为：

等动压飞行段的高度剖面实时调整，小下沉率飞行段的能量-高度剖面保持不变，第一过渡段和第二过渡段的高度剖面根据等动压飞行段的高度剖面实时调整情况，相应的进行改变。

在等动压飞行段高度剖面调整Δh后，等动压飞行高度剖面的形式为：

小下沉率飞行段的能量-高度剖面保持不变，即：

等动压飞行高度剖面调整Δh后，第二过渡段的高度剖面为：

h_{L_Δh}＝c_{L0_Δh}+c_{L1_Δh}E+c_{L2_Δh}E²+c_{L3_Δh}E³，

等动压飞行高度剖面调整Δh后，第一过渡段的高度剖面为：

h_{b_Δh}＝c_{b0_Δh}+c_{b1_Δh}E+c_{b2_Δh}E²+c_{b3_Δh}E³，

在当前能量E_n条件下，高度变化量Δh对航程的影响ΔS_h，航程对高度变化的灵敏度由下式确定。

μ_h结果如图7所示。

利用如下高度剖面调整律，实时确定飞行高度剖面的调整量：

其中，dt＝0.02，γ_h＝1，λ＝0.1。

43)根据当前能量-高度剖面，利用高度跟踪律实时确定当前制导周期的攻角指令，具体方法为：

飞行器通过调整攻角，改变升力系数，从而实现法向加速度调整，从而实现高度的跟踪制导，攻角指令计算公式为：

其中，ω＝0.7，ξ＝0.25。攻角指令结果如图3所示。

44)依据阻力板开启角度负责调整的航程偏差，利用阻力板开启角度制导律实时确定阻力板开启角度方法，具体为：

在当前能量E_n条件下，高度变化量Δh对航程的影响ΔS_h，航程对高度变化的灵敏度由下式确定。

具体如图8所示。

利用如下阻力板开启角度制导律，实时确定飞行器阻力板的开启角度：

其中，γ_η＝1。阻力板开启角度指令如图6所示。

45)根据当前侧向距离，利用飞行器侧向制导律实时确定飞行器倾侧角指令的方法，具体计算公式为：

其中，k_zp＝0.0009，k_zd＝0.02，倾侧角指令如图4所示。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (13)

1.一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于,包括步骤如下：

1)确定飞行能量-高度走廊；

2)根据飞行器的飞行高度和能量，判断飞行器是否位于飞行能量-高度走廊内，若飞行器不位于所述飞行能量-高度走廊内则进入步骤3)；若飞行器位于飞行能量-高度走廊内则进入步骤4)；

3)进行飞行器纵向制导和侧向制导，直至飞行器的飞行高度和能量位于飞行能量-高度走廊内，进入步骤4)；

4)根据飞行器的航程偏差进行纵向制导，根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导，获得纵向制导信息和侧向制导信息，进入步骤5)；

5)将所述步骤4)获得的纵向制导信息和侧向制导信息传递给飞行器控制***，用于控制飞行器飞行，完成飞行器进场着陆制导工作。

2.根据权利要求1所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤1)确定飞行能量-高度走廊包括确定飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系和飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，具体为：

11)所述飞行能量-高度走廊的高度下限h_min与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，E为飞行器的飞行能量，μ为地球引力常数，R₀为机场平面地球半径，q_max为飞行器动压上限，ρ₀为飞行器着陆点水平面大气密度，h_s为大气特征常数；

12)所述飞行能量-高度走廊的高度上限h_max与飞行器飞行能量的关系，如下：

其中，m为飞行器质量，S_ref为飞行器参考面积，C_Lmax为飞行器最大升阻比时的升力系数。

3.根据权利要求1所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，其特征在于，所述步骤3)飞行器侧向制导的方法具体为：将保持飞行器倾侧角为零作为侧向制导信息，将所述侧向制导信息传递给飞行器控制***，完成侧向制导。

4.根据权利要求1所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤3)飞行器纵向制导方法具体为：确定飞行器的攻角指令，将保持阻力板开启角度指令维持初始值不变和所述确定的飞行器的攻角指令，作为纵向制导信息，将所述纵向制导信息传递给飞行器控制***，完成纵向制导；

所述飞行器的攻角指令α，具体为：

其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度，ρ为大气密度，S_ref为飞行器参考面积，k_{CD_α_0}为飞行攻角与飞行器阻力系数的比值，q为飞行器实时动压，q_c为飞行器动压阈值，k为制导指令增益系数，为设定的飞行高度-能量变化率，θ为飞行器航迹倾角，D为阻力加速度。

5.根据权利要求1所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于,所述步骤4)根据飞行器的航程偏差进行纵向制导的方法，具体为：

41)分配飞行器的航程偏差，根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令和阻力版开启角度指令；

42)将所述步骤41)确定的攻角指令和阻力版开启角度指令作为纵向制导信息。

6.根据权利要求5所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤41)根据所述航程偏差的分配结果，确定攻角指令的方法，具体为：

411)进行轨迹规划，将飞行轨迹根据飞行器的飞行能量由大至小依次划分为第一过渡段、等动压飞行段、第二过渡段、小下沉率飞行段；确定每段轨迹的飞行器高度特征剖面；

412)根据所述航程偏差的分配结果，实时调整步骤411)确定的所述飞行器高度特征剖面；根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令。

7.根据权利要求6所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤411)确定的每段轨迹的飞行器高度特征剖面，具体为：

A)所述第一过渡段飞行器高度特征剖面h_b具体为：

h_b＝c_b0+c_b1E+c_b2E²+c_b3E³，

E_d＜E，

其中，E为飞行器能量，c_b0、c_b1、c_b2和c_b3为第一过渡段飞行器高度特征剖面系数；E_d为所述第一过渡段与所述等动压飞行段交点处的能量设计值；

B)所述等动压飞行段飞行器高度特征剖面h_d具体为：

E_L＜E≤E_d，

其中，h_d0为等动压飞行段的起始高度，E_l为所述等动压飞行段和所述第二过渡段交点处的能量设计值；

C)所述第二过渡段飞行器高度特征剖面h_L具体为：

h_L＝c_L0+c_L1E+c_L2E²+c_L3E³,

E_q＜E≤E_L，

其中，c_L0、c_L1、c_L2和c_L3为第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，E_q为所述第二过渡段与所述小下沉率飞行段交点处的能量设计值；

D)所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面h_q具体为：

其中，h_f为飞行器终端标称高度，E_f为飞行器终端标称能量，g_f为终端标称重力加速度，v_f为终端标称速度，为小下沉率飞行段的高度-能量变化率，θ_q为小下沉率飞行段的航迹倾角，D_q为小下沉率飞行段的阻力加速度，C_{D_q}为阻力系数。

8.根据权利要求7所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤412)实时调整飞行器高度特征剖面的方法，具体为：

确定飞行高度剖面的调整量Δh，根据Δh实时调整等动压飞行段飞行器高度特征剖面，获得调整后的等动压飞行段飞行器高度特征剖面，第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面根据等动压飞行段的飞行器高度特征剖面的实时调整结果，进行调整，获得调整后的第一过渡段和第二过渡段的飞行器高度特征剖面；所述小下沉率飞行段飞行器高度特征剖面保持不变。

9.根据权利要求8所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述调整后的等动压飞行段的飞行器高度特征剖面h_{d_Δh}、第一过渡段的飞行器高度特征剖面h_{b_Δh}和第二过渡段的飞行器高度特征剖面h_{L_Δh}，具体为：

h_{L_Δh}＝c_{L0_Δh}+c_{L1_Δh}E+c_{L2_Δh}E²+c_{L3_Δh}E³，

h_{b_Δh}＝c_{b0_Δh}+c_{b1_Δh}E+c_{b2_Δh}E²+c_{b3_Δh}E³，

其中，c_{L0_Δh}、c_{L1_Δh}、c_{L2_Δh}、c_{L3_Δh}为所述调整后的第二过渡段飞行器高度特征剖面系数，c_{b0_Δh}、c_{b1_Δh}、c_{b2_Δh}和c_{b3_Δh}为所述调整后的第一过渡段飞行器高度特征剖面系数。

10.根据权利要求9所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，确定飞行高度剖面调整量Δh的方法，具体为：

Δs_h＝(1-k_s)Δs,

其中，Δh_k＝Δh为当前制导周期飞行高度剖面的调整量，Δh_k-1为上一制导周期飞行高度剖面的调整量，dt为制导周期大小，γ_h>0，λ>0，E_n为飞行器的当前能量,Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数，当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0；当飞行器的飞行轨迹位于第一过渡段或等动压飞行段时，k_s不为零。

11.根据权利要求9-10之一所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，其特征在于，所述步骤412)根据调整后飞行器高度特征剖面，实时确定每段轨迹的飞行器攻角指令的方法，具体为：

α_k＝α_k-1+Δα，

其中，α_k为当前制导周期的攻角指令，α_k-1为上一制导周期的攻角指令,ξ,ω为制导***的阻尼比和制导***的振荡频率，n_h为飞行器实时法向加速度,h_ref为当前能量-高度剖面对应的高度值，当前能量-高度剖面对应的高度变化率值，当前能量-高度剖面对应的高度加速度值，n_h为飞行器当前法向加速度，k_L为升力系数与攻角的比例系数，h为飞行器高度，为飞行器高度变化率，v为飞行器速度，θ为飞行器航迹倾角，σ_d为由导航***提供的飞行器倾侧角。

12.根据权利要求5-9之一所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，其特征在于，所述步骤41)根据述航程偏差的分配结果，确定阻力版开启角度指令的方法，具体为：

Δs_η＝k_sΔs,

其中，η_k-1为上一制导周期的阻力板开启角度指令，η_k为当前制导周期阻力板开启角度指令，γ_η>0,m为飞行器质量，Δs为飞行器的航程偏差，k_s为航程调节分配系数；当飞行器的飞行轨迹位于第二过渡段或小下沉率飞行段时，k_s＝0；当飞行器的飞行轨迹位于第一过渡段或等动压飞行段时，k_s不为零。

13.根据权利要求12所述的一种空天飞行器进场着陆制导方法，其特征在于，所述步骤4)根据飞行器的侧向距离偏差进行侧向制导的方法，具体为：确定飞行器倾侧角指令，将所确定的飞行器倾侧角指令作为侧向制导信息；所述飞行器倾侧角指令确定如下：

其中，y为飞行器的侧向距离偏差；为飞行器的侧向速度；k_zp>0,k_zd>0。