本發(fā)明涉及一種可重復(fù)使用飛行器(RLV)的著陸制導(dǎo)律獲取方法。
背景技術(shù)：
：可重復(fù)使用飛行器(Reusablelaunchvehicles，RLV)是一種空天往返飛行器，兼有航天器和航空器的特點(diǎn)和功能，即可在軌停留完成各種空間任務(wù)，也可像飛機(jī)一樣安全準(zhǔn)確地返回地面。由于具有可重復(fù)使用的特點(diǎn)，RLV將成為人類廉價探索宇宙的高可靠運(yùn)載工具和爭奪制天權(quán)的軍事武器。因此，世界各主要強(qiáng)國不斷在它的研制方面投入巨大力量，進(jìn)行新的研究與探索。RLV的返回再入段通常分為初期再入段、末端能量管理段和進(jìn)場著陸段，其中進(jìn)場著陸段對制導(dǎo)和控制精度的要求最高，而無動力滑翔的飛行方式又使其不具備復(fù)飛能力，若制導(dǎo)或控制方法出現(xiàn)失穩(wěn)現(xiàn)象或不能滿足精度要求，可能會造成RLV無法安全著陸，甚至導(dǎo)致災(zāi)難性的后果。在著陸過程中，氣動數(shù)據(jù)、大氣密度的不確定性，以及風(fēng)等外來擾動均對RLV的飛行造成影響，因此所使用的制導(dǎo)律必須對這些不確定性或擾動具有較強(qiáng)的魯棒性，從而提高著陸成功率。綜合考慮著陸過程飛行器本身及外界存在的不確定性，提出具有較強(qiáng)魯棒性和高精度的制導(dǎo)律獲取方法，克服擾動及不確定性使得RLV成功實現(xiàn)高精度著陸是亟需解決的問題。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出了一種基于擾動補(bǔ)償思想的RLV進(jìn)場著陸段制導(dǎo)律獲取方法，充分考慮了著陸過程中飛行器本身及外來的不確定性和擾動，利用李雅普諾夫方法和反步設(shè)計法設(shè)計了制導(dǎo)律，設(shè)計過程中引入擾動和不確定性的補(bǔ)償項，使制導(dǎo)律具有魯棒性，根據(jù)李雅普諾夫方法和收斂速度要求確定控制參數(shù)，使著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤誤差具有漸近收斂性。本發(fā)明所采用的技術(shù)解決方案是：一種基于擾動補(bǔ)償思想的RLV進(jìn)場著陸段制導(dǎo)律獲取方法，包括如下步驟：步驟一、根據(jù)獲取的RLV的當(dāng)前高度h、RLV距機(jī)場跑道的側(cè)向距離s及預(yù)先確定的RLV著陸標(biāo)稱軌跡hc，計算獲得RLV的高度偏差和側(cè)向偏差步驟二、根據(jù)RLV著陸標(biāo)稱軌跡hc和RLV質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動學(xué)方程建立著陸標(biāo)稱軌跡跟蹤誤差微分方程其中，v為RLV的速度，γ為RLV的航跡傾角，χ為RLV的方向角；步驟三、設(shè)計虛擬控制律一為使得RLV跟蹤步驟一所預(yù)先確定的RLV著陸標(biāo)稱軌跡；其中，c1,c2為待確定的設(shè)計參數(shù)，c1,c2根據(jù)李雅普諾夫函數(shù)收斂至零點(diǎn)的收斂速度確定；γ*為期望的航跡傾角，χ*為期望的方向角；V1為著陸標(biāo)稱軌跡跟蹤誤差；c1>0,c2>0；步驟四、在RLV著陸標(biāo)稱軌跡上選取N個特征點(diǎn)，分別計算每個特征點(diǎn)的升力不確定性Δ+＝|L+-L0|、Δ-＝|L--L0|，并確定不確定性上界ΔM；其中，N為正整數(shù)；L0為特征點(diǎn)對應(yīng)的標(biāo)稱升力；L+為特征點(diǎn)對應(yīng)的考慮氣動數(shù)據(jù)最大正向偏差的升力；L-為特征點(diǎn)對應(yīng)的考慮氣動數(shù)據(jù)最大負(fù)向偏差的升力；步驟五，根據(jù)RLV質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程及步驟三中設(shè)計的虛擬控制律一，獲得航跡傾角和方向角的誤差方程為γ~·=-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγχ~·=-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ;]]>其中，g為重力加速度，L為RLV的升力，σ為RLV的傾側(cè)角，Δγ為縱向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項，Δχ為橫向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項，m為RLV的質(zhì)量；RLV的航跡傾角γ對期望的航跡傾角γ*的誤差RLV的方向角χ對期望的方向角χ*的誤差步驟六、設(shè)計虛擬控制律二為u*1=Lcosσ=mv(-k1γ~+gcosγv-h~v+γ·*-sgn(γ~)ΔM)u*2=Lsinσ=mvcosγ(-k2χ~-svcosγ+χ·*-sgn(χ~)ΔM),]]>使得RLV的航跡傾角γ和方向角χ跟蹤步驟三設(shè)計的虛擬控制律一；其中，k1,k2為待確定的設(shè)計參數(shù)，k1>0,k2>0；k1,k2根據(jù)李雅普諾夫函數(shù)收斂至零點(diǎn)的收斂速度確定；u*1為期望的縱向升力分量；u*2為期望的側(cè)向升力分量；步驟七、利用飽和函數(shù)代替步驟六中虛擬控制律二中的sgn函數(shù)，獲得δ為正數(shù)；步驟八、根據(jù)步驟七中獲得的u*1、u*2計算期望的升力L*和期望的傾側(cè)角并根據(jù)期望的升力L*、標(biāo)稱氣動數(shù)據(jù)及當(dāng)前飛行狀態(tài)反插值獲得期望的攻角α*；步驟九、將步驟八獲得的期望的攻角α*和期望的傾側(cè)角σ*作為最終制導(dǎo)律，實現(xiàn)RLV對著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤。所述步驟三中通過調(diào)節(jié)設(shè)計參數(shù)c1,c2使得李雅普諾夫函數(shù)收斂至零點(diǎn)的收斂速度滿足和s在40s內(nèi)收斂到1m以內(nèi)。所述步驟六中通過調(diào)節(jié)設(shè)計參數(shù)k1,k2使得李雅普諾夫函數(shù)收斂至零點(diǎn)的收斂速度滿足使得和s可在40s內(nèi)收斂到1m以內(nèi)、和在5s內(nèi)收斂到0.5°以內(nèi)。所述不確定性上界ΔM＝(1+10％)Δ，其中，Δ為升力不確定性Δ+、Δ-中的最大值。所述縱向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項Δγ、橫向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項Δχ滿足：Δγ≤ΔM,Δχ≤ΔM。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：(1)本發(fā)明方法在反步設(shè)計法的框架下設(shè)計制導(dǎo)律，從而在理論上確保了制導(dǎo)系統(tǒng)整體上的穩(wěn)定性，可為制導(dǎo)參數(shù)的選取及系統(tǒng)的魯棒性分析提供理論依據(jù)；(2)本發(fā)明方法綜合分析氣動數(shù)據(jù)和大氣密度的不確定性，引入不確定性和擾動的補(bǔ)償項，直接抵消不確定性或擾動的影響，從而避免了存在擾動情況下系統(tǒng)狀態(tài)不能收斂到零的問題，即使得制導(dǎo)系統(tǒng)具有漸近穩(wěn)定性；(3)本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，某些制導(dǎo)律需要通過較大幅值的制導(dǎo)指令抑制不確定性或擾動的影響，而當(dāng)控制系統(tǒng)能力不足時，將導(dǎo)致有效跟蹤制導(dǎo)指令信號，本發(fā)明方法通過引入不確定性和擾動的補(bǔ)償項，可避免該問題，無需過大的制導(dǎo)增益即可得到滿意的制導(dǎo)精度；(4)通過本發(fā)明所提出的制導(dǎo)律獲取方法，可將最終的制導(dǎo)精度轉(zhuǎn)化為李雅普諾夫函數(shù)的收斂范圍，因此可依據(jù)李雅普諾夫函數(shù)的收斂速度及其收斂范圍調(diào)節(jié)制導(dǎo)系數(shù)，以獲得滿意的制導(dǎo)效果，為參數(shù)的選取提供了依據(jù)，提高了制導(dǎo)精度。附圖說明圖1為本發(fā)明方法的流程框圖；圖2為本發(fā)明方法作用下RLV的高度曲線；圖3為本發(fā)明方法作用下RLV的側(cè)向偏差曲線；圖4為本發(fā)明方法作用下RLV的航跡傾角曲線；圖5為本發(fā)明方法作用下RLV的方向角曲線；圖6為本發(fā)明方法獲得攻角制導(dǎo)律指令曲線；圖7為本發(fā)明方法獲得傾側(cè)角制導(dǎo)律指令曲線。具體實施方式本發(fā)明基于跟蹤著陸標(biāo)稱軌跡的制導(dǎo)思想，利用反步設(shè)計法和擾動補(bǔ)償思想進(jìn)行RLV進(jìn)場著陸段的制導(dǎo)律設(shè)計。根據(jù)RLV進(jìn)場著陸段制導(dǎo)非線性模型，采用反步設(shè)計法提出可保證制導(dǎo)回路整體上具有穩(wěn)定性的制導(dǎo)律獲取方法，并引入擾動補(bǔ)償項對因氣動數(shù)據(jù)、大氣密度和風(fēng)等外來擾動而產(chǎn)生的不確定性進(jìn)行補(bǔ)償，使著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤誤差可漸近收斂，也可根據(jù)李雅普諾夫理論通過調(diào)節(jié)控制增益獲得滿意的收斂速度。如圖1所示，為本發(fā)明方法的流程框圖，一種基于擾動補(bǔ)償思想的RLV進(jìn)場著陸段制導(dǎo)律獲取方法，具體步驟如下：步驟一，建立進(jìn)場著陸階段坐標(biāo)系：以進(jìn)場著陸起點(diǎn)在地面的投影為原點(diǎn)，指向跑道終點(diǎn)方向為x軸，與x軸垂直、指向天為y軸，z軸與x、y軸成右手系。假設(shè)RLV在該坐標(biāo)系中的坐標(biāo)為(x,h,s)；步驟二，根據(jù)已設(shè)計好的RLV著陸標(biāo)稱軌跡hc＝f(x)，以及高度表、GNSS(全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng))所反饋的RLV的當(dāng)前高度h及RLV距機(jī)場跑道的側(cè)向距離s，分別計算得到RLV的高度偏差和側(cè)向偏差著陸標(biāo)稱軌跡的具體設(shè)計方法可以參見文獻(xiàn)G.H.BartonandS.G.Tragesser,AutolandingtrajectorydesignfortheX-34,AIAA-99-4161,1999；步驟三，根據(jù)步驟二設(shè)計的著陸標(biāo)稱軌跡，以及式(1)所示的RLV質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動學(xué)方程{h·=vsinγs·=vcosγsinχ---(1)]]>建立如式(2)所示的著陸標(biāo)稱軌跡跟蹤誤差微分方程h~·=vsinγ-h·cs·=vcosγsinχ---(2)]]>其中v為RLV的速度，γ為RLV的航跡傾角，χ為RLV的方向角；γ和χ均由INS+GNSS組成的導(dǎo)航系統(tǒng)反饋獲得；步驟四，為設(shè)計虛擬控制律γ*,χ*，即期望的航跡傾角及方向角，使得RLV跟蹤步驟二所設(shè)計的著陸標(biāo)稱軌跡，選取李雅普諾夫函數(shù)V1=12h~2+12s2---(3)]]>V1代表著陸標(biāo)稱軌跡跟蹤誤差，對V1求導(dǎo)得V·1=h~(vsinγ-h·c)+s(vcosγsinχ)---(4)]]>為使得V1收斂，取虛擬控制律一γ*=arcsin(h·c-c1h~v)χ*=arcsin(-c2vs)---(5)]]>其中，c1,c2為大于零的待確定設(shè)計參數(shù)，用來調(diào)節(jié)V1的收斂速度，并代入式(4)得V·1=-c1h~2-c2cosγs2≤-c1h~2-c2κ0s0≤-2K1V1---(6)]]>其中，κ0>0為著陸過程中cosγ的最小值(可根據(jù)步驟2中的著陸標(biāo)稱軌跡估算)，K1＝min{c1,c2κ0}，需設(shè)計K1>1；根據(jù)式(6)可知，式(5)的虛擬控制律可使式(2)所代表的系統(tǒng)具有漸近穩(wěn)定性(具體概念可參見文獻(xiàn)Khalil,H.K.,NonlinearSystems,3rded.,Prentice-Hall,UpperSaddleRiver,NJ,2002,第四章)，即可漸近收斂到零點(diǎn)。由式(6)可知，增大設(shè)計參數(shù)c1,c2可增快系統(tǒng)的收斂速度，從而使對著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤誤差快速收斂到零點(diǎn)。因此，通過調(diào)節(jié)設(shè)計參數(shù)c1,c2獲得滿意的收斂速度和控制精度后，即滿足使得和s可在40s內(nèi)收斂到1m以內(nèi)，可進(jìn)入下一設(shè)計步驟。步驟五，在RLV著陸標(biāo)稱軌跡上選取若干特征點(diǎn)，并在每個特征點(diǎn)上根據(jù)飛行器的標(biāo)稱氣動系數(shù)和標(biāo)稱飛行狀態(tài)計算標(biāo)稱升力L0；考慮氣動數(shù)據(jù)最大正向偏差，在所選取的特征點(diǎn)上根據(jù)標(biāo)稱飛行狀態(tài)再次計算升力L+；考慮氣動數(shù)據(jù)最大負(fù)向偏差，在所選取的特征點(diǎn)上根據(jù)標(biāo)稱飛行狀態(tài)再次計算升力L-；針對所選取的每個特征點(diǎn)，分別計算升力不確定性Δ+＝|L+-L0|,Δ-＝|L--L0|，并選取其中的最大值記為Δ，考慮風(fēng)擾動等因素，最終確定不確定性的上界為ΔM＝(1+10％)Δ；步驟六，為獲得航跡傾角和方向角的誤差方程，根據(jù)式(7)所示的RLV質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程γ·=Lcosσmv-gcosγv+Δγχ·=Lsinσmvcosγ+Δχ---(7)]]>及步驟四中設(shè)計的虛擬控制律(5)得航跡傾角和方向角的誤差方程為γ~·=-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγχ~·=-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ---(8)]]>其中，g為重力加速度，L為RLV的升力，σ為RLV的傾側(cè)角，Δγ為縱向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力以及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項，Δχ為橫向通道中風(fēng)產(chǎn)生的干擾力以及因氣動數(shù)據(jù)不確定性而產(chǎn)生的不確定項，滿足Δγ≤ΔM,Δχ≤ΔM，并以此作為補(bǔ)償項抵消不確定性對RLV的影響，獲得具有擾動抑制性能的制導(dǎo)律；m為RLV的質(zhì)量，步驟七，為使得γ,χ跟蹤步驟四設(shè)計的虛擬控制律，并保證RLV制導(dǎo)及控制系統(tǒng)整體上的穩(wěn)定性，選取李雅普諾夫函數(shù)V2=V1+12γ~2+12χ~2---(9)]]>V2在V1的基礎(chǔ)上增加了γ,χ對虛擬控制跟蹤誤差的平方和，對V2取導(dǎo)數(shù)得V·2=V·1+γ~(-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγ)+χ~(-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ)=h~(vsinγ-h·c)+s(vcosγsinχ)+γ~(-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγ)+χ~(-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ)=h~(vsinγ*-h·c)+s(vcosγsinχ*)+h~v(sinγ-sinγ*)+svcosγ(sinχ-sinχ*)+γ~(-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγ)+χ~(χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ)---(10)]]>在合理的飛行范圍內(nèi)，有sinγ-sinγ*≈γ-γ*=γ~sinχ-sinχ*≈χ-χ*=χ~---(11)]]>因此，可近似獲得V2的導(dǎo)數(shù)為V·2=h~(vsinγ*-h·c)+s(vcosγsinχ*)γ~(-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγ+h~v)+χ~(-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ+svcosγ)---(12)]]>步驟八，將虛擬控制律(5)代入(12)，并根據(jù)步驟四得V·2≤-2K1V1+γ~(-gcosγv-γ·*+Lcosσmv+Δγ+h~v)+χ~(-χ·*+Lsinσmvcosγ+Δχ+svcosγ)---(13)]]>為使得V2收斂，根據(jù)(13)設(shè)計虛擬控制律二u*1=Lcosσ=mv(-k1γ~+gcosγv-h~v+γ·*-sgn(γ~)ΔM)u2=Lsinσ=mvcosγ(-k2χ~-svcosγ+χ·*-sgn(χ~)ΔM)---(14)]]>其中，u*1和u*2分別代表期望的縱向升力分量和側(cè)向升力分量，k1>0,k2>0為待設(shè)計的參數(shù)，用來調(diào)節(jié)V2的收斂速度及收斂范圍，將(14)代入(13)得V·2≤-2K1V1-k1γ~2-k2χ~2-γ~sgn(γ~)(ΔM-Δγ)-χ~sgn(χ~)(ΔM-Δχ)=-2K2V2-|γ~|(ΔM-Δγ)-|χ~|(ΔM-Δχ)≤-2K2V2---(15)]]>其中，K2＝min{K1,k1,k2}，根據(jù)式(15)可知，式(14)的虛擬控制律可使RLV的制導(dǎo)系統(tǒng)具有漸近穩(wěn)定性(具體概念可參見文獻(xiàn)Khalil,H.K.,NonlinearSystems,3rded.,Prentice-Hall,UpperSaddleRiver,NJ,2002,第四章)，即可漸近收斂到零點(diǎn)。由式(15)可知，增大設(shè)計參數(shù)c1,c2,k1,k2可增快系統(tǒng)的收斂速度，從而使對著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤誤差快速收斂到零點(diǎn)。因此，選取第四步設(shè)計的c1,c2，并通過調(diào)節(jié)設(shè)計參數(shù)k1,k2獲得滿意的收斂速度和控制精度后，使得和s可在40s內(nèi)收斂到1m以內(nèi)、和可在5s內(nèi)收斂到0.5°以內(nèi)，可進(jìn)入下一設(shè)計步驟。步驟九，為避免符號函數(shù)sgn的不連續(xù)性，利用飽和函數(shù)代替sgn函數(shù)，即u*1=Lcosσ=mv(-k1γ~+gcosγv-h~v+γ·*-satδ(γ~)ΔM)u*2=Lsinσ=mvcosγ(-k2χ~-svcosγ+χ·*-satδ(χ~)ΔM)]]>其中，δ為較小的正數(shù)，通?？蛇x為0.1；步驟十，根據(jù)所獲得的虛擬控制律二求解期望的升力L*和期望的傾側(cè)角σ*，即L*=u1*+u2*σ*=arctan(u2*u1*)]]>之后，根據(jù)期望的升力L*利用標(biāo)稱氣動數(shù)據(jù)及當(dāng)前飛行狀態(tài)反插值獲得期望的攻角α*；步驟十一，步驟十獲得的期望攻角α*和期望傾側(cè)角σ*即為所設(shè)計的最終制導(dǎo)律，將其輸入給姿態(tài)控制系統(tǒng)后，只要對其進(jìn)行有效跟蹤，即可實現(xiàn)RLV對著陸標(biāo)稱軌跡的跟蹤。實施例下面通過仿真，說明本發(fā)明所述方法的有效性。RLV進(jìn)場著陸段的軌跡分為陡下滑段、圓弧段、指數(shù)過渡段和淺下滑段，具體的離線軌跡設(shè)計方法可參見文獻(xiàn)(G.H.BartonandS.G.Tragesser,AutolandingtrajectorydesignfortheX-34,AIAA-99-4161,1999.)，本仿真算例只給出所設(shè)計軌跡的相關(guān)參數(shù)。以進(jìn)場著陸起始點(diǎn)在地面的投影為原點(diǎn)建立坐標(biāo)系，x軸指向觸地點(diǎn)，y軸垂直于x軸指向天，z軸按右手定則確定，飛行器在坐標(biāo)系中的位置用(x,h,s)表示。設(shè)進(jìn)場著陸起始點(diǎn)的坐標(biāo)為(0,3000,0)m，觸地點(diǎn)坐標(biāo)為(13800,0,0)m，圓弧段圓心坐標(biāo)為(13526，7015.5，0)m，圓弧段起始點(diǎn)坐標(biāo)為(11626，208.9，0)m，指數(shù)過渡段起始點(diǎn)坐標(biāo)為(12873，26.2，0)m、指數(shù)函數(shù)衰減速率為264、指數(shù)函數(shù)比例系數(shù)為10，陡下滑段航跡角為-13.5°，淺下滑段航跡角為-1°。假設(shè)氣動數(shù)據(jù)不確定性和風(fēng)等外來擾動產(chǎn)生的不確定性為并取系數(shù)c1＝c2＝0.5，δ＝0.1，ΔM＝0.11，陡下滑段k1＝1,k2＝1、圓弧段開始后k1＝1.5,k2＝1.5，lα＝0.1SQ,l0＝0.35SQ，S＝5.454，重力加速度為g＝9.8m/s2，飛行器質(zhì)量為m＝3700kg，并采用標(biāo)準(zhǔn)大氣密度模型。考慮場景：初始位置在所建立坐標(biāo)系中的位置為(-500,3200,300)m，初始速度為156m/s，初始航跡傾角為-13°、方向角為-3°，攻角為2°，其它變量的初值均為零。圖2為高度曲線，橫坐標(biāo)為RLV飛行的水平距離x，縱坐標(biāo)為RLV的高度h及標(biāo)稱高度hc，可見RLV可在2500m高度前消除初始的高度偏差，使RLV的實際高度跟蹤上著陸標(biāo)稱軌跡；圖3為側(cè)向偏差曲線，橫坐標(biāo)為時間，縱坐標(biāo)為RLV的側(cè)向距離s，可見大概飛行35s后，側(cè)向偏差基本可保持在零點(diǎn)附近；圖4為速度曲線，橫坐標(biāo)為時間，縱坐標(biāo)為RLV的速度v；圖5為航跡傾角曲線，橫坐標(biāo)為時間，縱坐標(biāo)為RLV的航跡傾角γ及參考軌跡對應(yīng)的航跡傾角γc，為消除高度偏差，在0～15s左右的時間內(nèi)RLV的實際航跡在制導(dǎo)律的作用下比參考軌跡對應(yīng)的航跡略陡，當(dāng)高度偏差消除后，γ和參考軌跡對應(yīng)的航跡傾角γc基本重合，從而保證了RLV的高度可跟蹤參考軌跡；圖6為方向角曲線，橫坐標(biāo)為時間，縱坐標(biāo)為RLV的方向角χ，由于初始時刻側(cè)向偏差的存在，RLV的方向角χ在制導(dǎo)律的作用下做出調(diào)整使得側(cè)向偏差減小，當(dāng)側(cè)向偏差趨于零時，χ也維持在零點(diǎn)附近；圖為攻角曲線，α為RLV的攻角，可見在仿真初始時刻為消除高度偏差攻角有較大變化，當(dāng)高度偏差基本消除后攻角曲線較為平緩，直到進(jìn)入圓弧拉起段后(約90s時)，攻角迅速拉起從而使RLV的實際高度跟蹤著陸標(biāo)稱軌跡；圖7為傾側(cè)角曲線，σ為RLV的傾側(cè)角，可見當(dāng)存在側(cè)向位置偏差時，傾側(cè)角有較劇烈變化，當(dāng)側(cè)向偏差消除后，傾側(cè)角基本維持在零點(diǎn)附近。從仿真結(jié)果可以看出，在本發(fā)明提出的制導(dǎo)律獲取方法的作用下，RLV可應(yīng)對一定的初始位置偏差及不確定性，實現(xiàn)對著陸標(biāo)稱軌跡的魯棒跟蹤，并且所產(chǎn)生的攻角、側(cè)滑角制導(dǎo)指令較為光滑，可直接輸入姿態(tài)控制系統(tǒng)。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。當(dāng)前第1頁1 2 3