一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，属于轨迹设计与制导技术领域。所述方法包括如下步骤：确定再入飞行器参数，建立再入飞行器飞行动力学模型；设计飞行器飞行的侧向轨迹；设计飞行器飞行的纵向轨迹；根据剩余航程进行推演后确定攻角，得到全程控制量，完成轨迹设计。本发明适用于当飞行器能量不足以返回机场时的能量管理着陆问题，能量管理段的轨迹设计思路是先设计轨迹，在纵向和侧向运动已知的情况下获得状态量的变化，从而求得所需的控制量。对目前已有的无动力飞行器能量管理段轨迹设计方法进行改进，得到了有动力重复使用飞行器能量管理段轨迹设计的方法。
1.一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤：
S1：确定再入飞行器参数，建立再入飞行器飞行动力学模型；
S101：建立机场坐标系，其中：所述坐标系原点为飞行器着陆时机场跑道位置，坐标系x轴为沿机场跑道并指向飞行器着陆飞行的方向，坐标系y轴为垂直于x轴且竖直向上的方向，坐标系z轴为与x轴和y轴构成的右手系方向；
S102：在S101所述机场坐标系内建立动力学模型：式中：
2.根据权利要求1所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S2包括如下步骤：S201：飞行器进行捕获飞行段飞行；
3.根据权利要求2所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S201包括如下步骤：S20101：飞行器经过一个绕圆柱ACT的捕获飞行段；
S20102：飞行器由直线飞行到航向调整圆锥或圆柱HAC切点。
4.根据权利要求2所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：S204所述地面轨迹通过设计航向捕捉段圆弧半径、航向调整段半径以及航向调整圆的X向位置确定。
5.根据权利要求1或4所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S3设计过程如下：确定剖面形式：高度‑剩余航程的五次多项式形式：
href＝a0+a1S+a2S+a3S+a4S+a5S (6)确定式(6)的未知数a0‑a5的求解公式：式中：
将开始点(S＝Sgo)、开机点(S＝Smid)以及末端点(S＝0)三点的状态代入式(7)中得到如下矩阵：
6.根据权利要求5所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S4包括如下步骤：S401：计算倾侧角；
S402：根据剩余航程进行推演后确定攻角，得到全程控制量，完成轨迹设计。
7.根据权利要求6所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S401倾侧角计算过程如下：在转弯的过程中，
飞行器飞行路径角满足飞行器飞行运动学满足同时，飞行器飞行过程中满足则得到倾侧角如下：式中：
8.根据权利要求7所述的一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，其特征在于：所述S402推演过程如下：飞行器的能量为：
定义单位重量的能量为：EW对时间的导数为：飞行器运动方程式中剩余航程关于时间的微分方程为：将式(12)与式(11)联立，得：在任意地面剩余航程sgo处，假设飞行器能量为E；
将航程S代入式(6)可求得飞行器高度，而后用飞行器高度和能量即可求得飞行器速度；
阻力系数和升力系数都是攻角和马赫数的函数：CL＝fL(α,Ma),CD＝fD(α,Ma) (15)将速度除以声速即可得到马赫数；
γref＝‑arctan(a1+2a2S+3a3S+4a3S+5a3S) (16)由轨迹倾角可求得倾侧角，四个阶段的求取公式分别为：继而可以求得参考总升力FS如下：式中：
其中FS＝Psinα+CLrefqSref，式中：
即：当高度和速度已定时，总升力FS是由攻角α唯一确定的；
式中， g(α)＝f (α)/2，偏导数的求取利用等线差分法，迭代初值选用前一剩余航程对应攻角；
因此，式(15)右端是地面剩余航程S的函数，使用欧拉法对式进行求解，有：式中：ΔS为积分步长；
一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，属于轨迹设计与制导技术领域。
背景技术
[0002] 可重复使用飞行器着陆阶段要经历能量管理和进场着陆等阶段，能量管理段主要是调整航向和调整能量，使飞行器能量达到进场着陆条件并对准机场。但是在返回途中可
能遇到能量不足以返回机场的情况，此时有动力飞行器可以空中启动发动机进行补能，但
是对于补能的能量管理轨迹设计方法目前尚属于空缺状态。
发明内容
[0003] 为解决背景技术中存在的问题，本发明提供一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法。
[0004] 实现上述目的，本发明采取下述技术方案：一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，所述方法包括如下步骤：
[0005] S1：确定再入飞行器参数，建立再入飞行器飞行动力学模型；
[0006] S2：设计飞行器飞行的侧向轨迹；
[0007] S3：设计飞行器飞行的纵向轨迹；
[0008] S4：得到全程控制量，完成轨迹设计。
[0009] 与现有技术相比，本发明的有益效果是：
[0010] 本发明适用于当飞行器能量不足以返回机场时的能量管理着陆问题，能量管理段的轨迹设计思路是先设计轨迹，在纵向和侧向运动已知的情况下获得状态量的变化，从而
求得所需的控制量(攻角和倾侧角)，当飞行器有动力时，飞行器的主要受力不仅有气动力
和重力还有推力，将推力分解到速度系下即可得到飞行器所受的总升力和总阻力。本方法
对目前已有的无动力飞行器能量管理段轨迹设计方法进行改进，将高度剖面升级为五次多
项式剖面从而将启动条件规划进轨迹，得到了有动力重复使用飞行器能量管理段轨迹设计
的方法。
附图说明
[0011] 图1为本发明纵向轨迹示意图；
[0012] 图2为本发明侧向轨迹示意图。
具体实施方式
[0013] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中
的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，
都属于本发明保护的范围。
[0014] 能量管理段的轨迹设计思路是先设计轨迹，在纵向和侧向运动已知的情况下获得状态量的变化，从而求得所需的控制量(攻角和倾侧角)。
[0015] 当飞行器有动力时，飞行器的主要受力不仅有气动力和重力还有推力。将推力分解到速度系下即可得到飞行器所受的总升力和总阻力。
[0016] 因此，一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法，所述方法包括如下步骤：
[0017] S1：确定再入飞行器参数，建立再入飞行器飞行动力学模型；
[0018] S101：建立机场坐标系，其中：
[0019] 所述坐标系原点为飞行器着陆时机场跑道位置，
[0020] 坐标系x轴为沿机场跑道并指向飞行器着陆飞行的方向，
[0021] 坐标系y轴为垂直于x轴且竖直向上的方向，
[0022] 坐标系z轴为与x轴和y轴构成的右手系方向；
[0023] S102：在S101所述机场坐标系内建立动力学模型：
[0024]
[0025] 式中：
[0026] x为机场坐标系下飞行器的x轴位置坐标；
[0027] v为飞行器的飞行速度；
[0028] γ为飞行器的飞行航迹角；
[0029] ψ为飞行器的飞行航向角；
[0030] y为机场坐标系下飞行器的y轴位置坐标；
[0031] z为机场坐标系下飞行器的z轴位置坐标；
[0032] P为发动机推力；
[0033] α为飞行器的攻角；
[0034] D为飞行器的气动阻力；
[0035] m为飞行器的质量；
[0036] g为重力加速度；
[0037] L为飞行器的气动升力；
[0038] σ为飞行器的倾侧角。
[0039] S2：设计飞行器飞行的侧向轨迹；
[0040] S201：飞行器进行捕获飞行段飞行；
[0041] S20101：如图2所示，飞行器经过一个绕圆柱ACT(Acquisition Turn,捕获转弯)的捕获飞行段(通常ψact＜10°)；
[0042] S20102：飞行器由直线飞行到航向调整圆锥或圆柱HAC切点。
[0043] S202：飞行器进行航向调整段飞行，即：飞行器沿HAC(Heading Alignment Cylinder,航向校准柱面)飞行至预备着陆段(对于直接式进入方式ψhac＜180°，对于间接式
进入方式ψhac＞180°，实际应用通常采用后者)；
[0044] S203：飞行器进行着陆预备段飞行，即：调整航向对准机场跑道到达ALI(Approach and Landing,进场与着陆)点，并满足最终降落的各种约束条件；
[0045] S204：通过设计航向捕捉段圆弧半径、航向调整段半径以及航向调整圆的X向位置确定地面轨迹。
[0046] S3：设计飞行器飞行的纵向轨迹；所述设计过程如下：
[0047] 如图1所示，确定剖面形式：高度‑剩余航程的五次多项式形式：
[0048] href＝a0+a1S+a2S2+a3S3+a4S4+a5S5 (6)
[0049] 确定式(6)的未知数a0‑a5的求解公式：
[0050]
[0051] 式中：
[0052] href为飞行器的飞行高度；
[0053] hail为初始时刻的高度；
[0054] γail为初始时刻的航迹角；
[0055] hmid为发动机启动时刻的高度；
[0056] γmid为发动机启动时刻的航迹角；
[0057] hgo为能量管理段结束时刻的高度；
[0058] γgo为能量管理段结束时刻的航迹角；
[0059] d为微分符号；
[0060] S为剩余航程；
[0061] 将开始点(S＝Sgo)、开机点(S＝Smid)以及末端点(S＝0)三点的状态代入式(7)中得到如下矩阵：
[0062]
[0063] 求解所述矩阵，得到a0‑a5，即：纵向剖面。
[0064] S4：得到全程控制量，完成轨迹设计。
[0065] S401：计算倾侧角；
[0066] 所述倾侧角计算过程如下：
[0067] 在转弯的过程中，
[0068] 飞行器飞行路径角满足
[0069]
[0070] 飞行器飞行运动学满足
[0071]
[0072] 同时，飞行器飞行过程中满足
[0073]
[0074] 则得到倾侧角如下：
[0075]
[0076] 式中：
[0077] m为飞行器的质量；
[0078] v为飞行器的飞行速度；
[0079] γ为飞行器的飞行航迹角；
[0080] ψ为飞行器的飞行航向角；
[0081] L为飞行器的气动升力；
[0082] σ为飞行器的倾侧角；
[0083] R为转弯半径；
[0084] g为重力加速度；
[0085] S402：根据剩余航程进行推演后确定攻角，得到全程控制量，完成轨迹设计。
[0086] 所述推演过程如下：
[0087] 飞行器的能量为：
[0088]
[0089] 定义单位重量的能量为：
[0090]
[0091] EW对时间的导数为：
[0092]
[0093] 飞行器运动方程式中剩余航程关于时间的微分方程为：
[0094]
[0095] 将式(12)与式(11)联立，得：
[0096]
[0097] 在任意地面剩余航程sgo处，假设飞行器能量为E；
[0098] 将航程S代入式(6)可求得飞行器高度，而后用飞行器高度和能量即可求得飞行器速度；
[0099] 动压计算公式为：
[0100]
[0101] 阻力系数和升力系数都是攻角和马赫数的函数：
[0102] CL＝fL(α,Ma),CD＝fD(α,Ma) (15)
[0103] 根据国际标准大气可查出当前高度下的声速，将速度除以声速即可得到马赫数；
[0104] 轨迹倾角γref的计算公式为：
[0105] γref＝‑arctan(a1+2a2S+3a3S2+4a3S3+5a3S4) (16)
[0106] 由轨迹倾角可求得倾侧角，四个阶段的求取公式分别为：
[0107]
[0108] 继而可以求得参考总升力FS如下：
[0109]
[0110] 式中：
[0111] γref为飞行器的弹道倾角；
[0112] σref为飞行器飞行时的倾侧角；
[0113] Ract为捕获飞行段的半径；
[0114] vref为飞行器飞行时的飞行速度；
[0115] Rhac为航向调整段的半径；
[0116] FS为所飞行器受到的总升力；
[0117] g为重力加速度；
[0118] 其中FS＝Psinα+CLrefqSref，
[0119] 式中：
[0120] α为攻角
[0121] Sref为飞行器的参考面积，属于已知量；
[0122] q为动压；
[0123] 在某一特定状态CLref为升力系数，是由攻角α唯一确定的；
[0124] P为推力，是由马赫数和高度确定的；
[0125] 即：当某一状态高度和速度已定时，总升力FS是由攻角α唯一确定的；
[0126] 利用式(15)迭代求解得到参考攻角：
[0127]
[0128] 式中， g(α)＝f2(α)/2，偏导数的求取利用等线差分法，迭代初值选用前一剩余航程对应攻角；
[0129] 根据式可由攻角、速度和高度获得飞行器的阻力系数；
[0130] 因此，式(15)右端是地面剩余航程S的函数，使用欧拉法对式进行求解，有：
[0131]
[0132] 式中：ΔS为积分步长；
[0133] 即可获得全程控制量，从而完成轨迹设计。
[0134] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的形式实现本发明。因此，无论从哪
一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要
求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同条件的含义和范围内的所有变化
囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
[0135] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当
将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员
可以理解的其他实施方式。
