CN116991171B - 基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，是从飞机飞至跑道后方对准跑道准备着陆开始，将飞机下滑道分为能量管理段、陡下滑段、圆弧过渡段和浅下滑段，着陆开始后，在能量管理段开始实时计算飞机当前能量，根据能量剖面计算浅下滑段起始高度，然后根据剩余航程分别计算飞机的浅下滑段、圆弧过渡段和陡下滑段对应航程与高度的关系，生成整个下滑道高度与航程曲线。本发明动态生成的下滑道可有效解决无人机降落初始状态不同导致的降落状态的不确定性，可在无减速板情况下仅通过动态生成的下滑道使飞机在降落时达到理想的速度与下沉率，对高度跟踪效果好，着陆精度高。

Description

基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法。

背景技术

固定翼无人机自动着陆是整个飞行的最后阶段，接地时飞机需处于理想的飞行速度及下沉率，否则易对飞机造成损坏。

固定翼无人机飞行前将下滑道装订至飞机，降落阶段严格按装订的下滑道飞行，无法做到根据飞机状态调整；对于无减速板的无动力滑降无人机，使用俯仰角控制飞机着陆时的速度及下沉率，除此之外俯仰角还用于控制高度，两种方式耦合导致飞机对高度的跟踪效果不佳，着陆精度差。

发明内容

针对上述背景技术中存在的技术问题，本发明提出了一种基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其构思合理，动态生成的下滑道可有效解决无人机降落初始状态不同导致的降落状态的不确定性，可在无减速板情况下仅通过动态生成的下滑道使飞机在降落时达到理想的速度与下沉率，无需改变飞机纵向姿态控制着陆速度，对高度跟踪效果好，着陆精度高。

为解决上述技术问题，本发明提供的一种基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，是从飞机飞至跑道后方对准跑道准备着陆开始，将飞机下滑道分为能量管理段、陡下滑段、圆弧过渡段和浅下滑段，在能量管理段实时计算飞机当前能量，根据能量剖面计算浅下滑段起始高度，然后根据剩余航程分别计算飞机的浅下滑段、圆弧过渡段和陡下滑段对应航程与高度的关系，生成下滑道高度与航程曲线。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，应用于无人机进入着陆段的情况,具体包括如下步骤：

S100、轨迹仿真确定能量剖面边界

能量剖面边界是最陡下滑能量剖面和最大升阻比下滑能量剖面构成，标称下滑能量剖面位于最陡下滑和最大升租比下滑之间，是飞机沿理想下滑道飞行得到的下滑轨迹，能量剖面是待飞距离x的函数；最陡下滑是无人机进入陡下滑段前按照不超过最大允许动压限制达到的最陡下滑轨迹；最大升阻比下滑是无人机陡下滑前保持最大升阻比飞行所得到的下滑轨迹；根据飞机沿最陡下滑轨迹与最大升阻比轨迹来计算飞机的能量剖面，能量为单位质量的动能和势能,且飞机能量的计算公式如下：

上式(1)中，Eow为能量，g为重力加速度，V为飞行速度，H为飞机高度；以待飞距离x为自变量，能量Eow为因变量，即可得到飞机的能量剖面；

着陆段能量剖面以沿跑道方向落点后方L公里开始计算，在该位置处，飞机分别以最陡飞行、最大升阻比飞行以及标称飞行，以低于陡下滑起始高度H_d结束；根据飞机以最陡飞行、最大升阻比飞行以及标称飞行时的能量以及对应待飞距离x便可得到飞机的能量剖面；

能量剖面确定后，使用二级傅里叶级数拟合能量曲线，分别得到最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑能量与待飞距x的函数：

上式(2)-(4)中，E_h、E_m、E_l分别为最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑时的能量，x为飞机当前位置与落点位置的水平距离即待飞距；a_0h，a_1h，b_0h，b_1h，w_h，a_0m，a_1m，b_0m，b_1m，w_m，a_0l，a_1l，a_2l，b_0l，b_1l，w_l为曲线拟合的系数；

S200、设计标准着陆下滑道

根据已知的飞机理想的触地速度与下沉率，通过多次仿真迭代，确定标准着陆下滑道；

S300、设计最陡下滑及最大升阻比下滑着陆下滑道

分别以最陡下滑及最大升阻比下滑结束时的状态作为初始条件，使用标准下滑轨迹的陡下滑角r₁以及圆弧半径R，仅通过改变浅下滑起始高度H_s，使飞机触地时满足理想速度与下沉率，分别得到最陡下滑及最大升阻比浅下滑的起始高度H₁,H₂；

S400、根据无人机能量实时计算浅下滑段起始高度；

无人机下滑时的能量剖面确定后，通过所述步骤S100-S300得到满足理想速度及下沉率的标称、最陡下滑和最大升阻比的着陆轨迹；无人机在实际飞行时，根据标称、最陡下滑和最大升阻比的浅下滑起始高度及能量剖面，实时计算飞机当前能量在能量剖面中的位置，通过一维线性插值方式计算当前能量下浅下滑开始时应有初始高度，进而动态生成不同的下滑轨迹；

S500、根据能量计算的浅下滑段起始高度动态生成下滑道

陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑角r₂均为定值，根据步骤S400实时计算更新的浅下滑起始高度H_s，即可动态生成完整的着陆下滑道。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述步骤S200的具体过程为：定义浅下滑起始高度H_s，圆弧段半径R，陡下滑轨迹倾角r₁；r₁的选取原则是使动压在陡下滑段保持恒定；初始状态选择标称下滑结束时的状态，轨迹设计的过程如下：

S201、给定标称下滑结束时飞机状态；

S202、选取飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R和浅下滑起始高度H_s；

S203、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S204、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S205、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定标准下滑道陡下滑角r₁、圆弧半径R、浅下滑起始高度H₂，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S202继续进行；最终通过多次仿真迭代，确定一组陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑起始高度H_s作为标准着陆下滑道。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述步骤S300中获得最陡下滑的起始高度H₁的具体过程为：

S301、给定最陡下滑结束时飞机状态；

S302、使用所述步骤S200得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S303、选取一个起始高度H_s；

S304、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S305、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S306、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定最陡下滑浅下滑起始高度H₁，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S303继续进行。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述步骤S300中获得最大升阻比的浅下滑起始高度H₂的具体过程为:

S311、给定最大升阻比下滑结束时飞机状态；

S312、使用所述步骤S200得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S313、选取一个起始高度H_s；

S314、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S315、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S316、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定最陡下滑浅下滑起始高度H₂，不满足条件落地速度下沉率，则返回到步骤S313继续进行。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述步骤S400中当前能量下浅下滑开始时应有初始高度的计算公式如下：

飞机当前能量处于标称能量与最陡下滑能量之间时：

H_s＝(H₁-H₂)×(E_c-E_m)/(E_h-E_m)+H₂ (5)；

飞机当前能量处于标称能量与最大升阻比下滑能量之间时：

H_s＝(H₂-H₃)×(E_c-E_l)/(E_m-E_l)+H₃ (6)；

上式(5)-(6)中，H_s为计算的浅下滑起始高度，E_c为飞机当前能量，E_m为当前待飞距离下标准下滑时应该具备的能量，E_h为当前待飞距离下，最陡下滑时飞机具备的能量；E_l为当前待飞距离下，最大升阻比飞行时飞机具备的能量。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中：所述下滑道高度在计算时，首先根据飞机能量动态生成浅下滑段高度，再反向推导圆弧过渡段以及陡下滑段不同待飞距离x飞机应处的不同高度给定H_cmd；

所述浅下滑段高度的计算方法如下：

根据所述步骤400实时计算得到浅下滑应有起始高度H_s，可得浅下滑开始时与着陆点的距离为：L_s＝H_s/tan(r₂)；

定义判断条件为：x<L_s，其中，x为无人机距离与落点的距离，即待飞距；

高度给定为：H_cmd＝tan(r₂)·x。

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述圆弧段高度的计算方法如下：

定义圆弧段起始高度为：

H_c＝R·(-cos(r₁)+cos(r₂))+H_s；

定义圆弧段起始待飞距为：

L_c＝R·sin(r₁)-R·sin(r₂)+L_s；

定义判断条件为:x<L_c；

高度给定为：

所述基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其中，所述陡下滑段高度的计算方法如下：

定义陡下滑起始高度为：H_d；

定义陡下滑起始待飞距为：L_d＝(H_d-H_c)/tan(r₁)+L_c；

定位判断条件：x<L_d；

高度给定为：

H_cmd＝(x-L_d)/tan(r₁)+H_c。

采用上述技术方案，本发明具有如下有益效果：

本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法构思合理，动态生成的下滑道可有效解决无人机降落初始状态不同导致的降落状态的不确定性，可在无减速板情况下仅通过动态生成的下滑道使飞机在降落时达到理想的速度与下沉率；无需改变飞机纵向姿态控制着陆速度，对高度跟踪效果好，着陆精度高。

本发明具体优点还体现在以下几方面：

(1)动态生成着陆下滑道，通过计算飞机当前能量实时调整飞机浅下滑初始时刻高度，进而更改整个飞行高度剖面，达到对着陆速度的有效控制；

(2)将纵向通道解耦，俯仰角仅用于控制飞机高度，提升了高度的跟踪效果及着陆时的精度；

(3)动态生成的下滑道可有效解决无人机降落初始状态不同导致的降落状态的不确定性，可在无减速板情况下仅通过动态生成的下滑道使飞机在降落时达到理想的速度与下沉率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法的流程图；

图2为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法中的无人机滑降高度剖面图；

图3为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法中的无人机能量剖面图；

图4为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法中的标准下滑道设计流程图；

图5为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法中的最陡及最大升阻比下滑道设计流程图；

图6为本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法中的三条下滑道高度轨迹图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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。

下面结合具体的实施方式对本发明做进一步的解释说明。

如图1所示,本发明基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法,是从飞机飞至跑道后方L公里对准跑道准备着陆开始，先将飞机下滑道分为能量管理段、陡下滑段、圆弧过渡段和浅下滑段，从能量管理段实时计算飞机当前能量，根据能量剖面计算浅下滑段起始高度，然后根据剩余航程分别计算飞机的浅下滑段、圆弧过渡段和陡下滑段对应航程与高度的关系，生成下滑道高度与航程曲线。

其中，上述的陡下滑段、圆弧过渡段和浅下滑段的高度均为待飞距离x的函数。陡下滑阶段开始飞机起落架下放且飞机高度快速下降，轨迹倾斜角较大。在浅下滑与陡下滑之间，有一个过渡段：圆弧过渡段。圆弧过渡段的目的是使飞机倾角逐渐减小，使轨迹平滑过渡至浅下滑段。浅下滑为飞机着陆的最后阶段，该阶段轨迹角小，可有效对飞机进行减速，该阶段越长，飞机减速效果越明显，本发明主要通过动态改变此段初始高度，用于对飞机不同的初始能量状态减速，使飞机降落时刻处于理想的速度与下沉率。

下滑道高度计算时(即根据能量确定浅下滑起始高度H_s,进而反向推导圆弧段及浅下滑段不同距离对应的高度轨迹)，首先根据飞机能量动态生成浅下滑段高度，再反向推导圆弧过渡段以及陡下滑段不同待飞距离x飞机应处的不同高度给定H_cmd。如图2所示，r₁为陡下滑轨迹倾角，r₂为浅下滑轨迹倾角，R为圆弧过渡段半径，这几个参数在设计阶段均已确定数值。H_s为浅下滑段起始高度，L_s为浅下滑段起始距离；H_c为圆弧过渡段起始高度，L_c为圆弧过渡段起始距离；H_d为陡下滑段起始高度，L_d为陡下滑段起始距离。

各阶段下滑道高度给定计算方法如下：

1)浅下滑段高度计算：

根据下述步骤S400实时计算得到浅下滑应有起始高度H_s，可得浅下滑开始时与着陆点的距离：

L_s＝H_s/tan(r₂)；

判断条件：x<L_s，其中，x为无人机距离与落点的距离，即待飞距

高度给定：

H_cmd＝tan(r₂)·x；

2)圆弧段高度计算：

圆弧段起始高度：

H_c＝R·(-cos(r₁)+cos(r₂))+H_s；

圆弧段起始待飞距：

L_c＝R·sin(r₁)-R·sin(r₂)+L_s；

判断条件:x<L_c；

高度给定：

3)陡下滑段计算：

陡下滑起始高度：H_d；

陡下滑起始待飞距：L_d＝(H_d-H_c)/tan(r₁)+L_c；

判断条件：x<L_d；

高度给定：

H_cmd＝(x-L_d)/tan(r₁)+H_c。

如图1所示，本实施例提供的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，主要应用于无人机进入着陆段(着陆点后L公里开始，整个流程都是着陆段，如图2所示)的情况，包括如下步骤：

S100、轨迹仿真确定能量剖面边界

能量剖面边界是最陡下滑能量剖面和最大升阻比下滑能量剖面构成，标称下滑能量剖面位于最陡下滑和最大升租比下滑之间，是飞机沿理想下滑道飞行得到的下滑轨迹，纵向制导(是指使飞机沿着预定的高度速度飞行)的目的就是使飞机状态尽量保持在标称下滑能量剖面，能量剖面是待飞距离x的函数；最陡下滑是无人机进入陡下滑段前按照不超过最大允许动压限制达到的最陡下滑轨迹；最大升阻比下滑是无人机陡下滑前保持最大升阻比飞行所得到的下滑轨迹；根据飞机沿最陡下滑轨迹与最大升阻比轨迹计算得到飞机的能量剖面，能量为单位质量的动能和势能,且飞机能量的计算公式如下：

上式(1)中，Eow为能量，g为重力加速度，V为飞行速度，H为飞机高度。

着陆段能量剖面以沿跑道方向落点后方L公里开始计算，本发明以跑道落点后方40km处开始，即L＝40km。在该位置处，飞机分别以最陡飞行，最大升阻比飞行以及标称飞行，以低于陡下滑起始高度H_d结束。根据三组飞行时的能量以及对应待飞距离x便可得到飞机的能量剖面，如图3所示。

能量剖面确定后，使用二级傅里叶级数拟合能量曲线，分别得到最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑能量与待飞距x的函数。

上式(2)-(4)中，E_h，E_m，E_l分别为最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑时的能量，x为飞机当前位置与落点位置的水平距离即待飞距。a_0h，a_1h，b_0h，b_1h，w_h，a_0m，a_1m，b_0m，b_1m，w_m，a_0l，a_1l，a_2l，b_0l，b_1l，w_l为曲线拟合的系数。

S200、设计标准着陆下滑道

根据已知的飞机理想的触地速度与下沉率，通过多次仿真迭代，确定标准着陆下滑道；

着陆轨迹设计是一个两端约束问题，已知起始及结束条件，在高度剖面上规划速度剖面，使其满足着陆时的约束条件。

由于飞机触地速度与下沉率在设计阶段已知，由它便可确定浅下滑轨迹倾角r₂；因此主要的设计参数为浅下滑起始高度H_s，圆弧段半径R，陡下滑轨迹倾角r₁；r₁的选取原则是使动压在陡下滑段保持恒定；初始状态选择标称下滑结束时的状态，轨迹设计的过程如下(图4所示)：

S201、给定标称下滑结束时飞机状态(高度、速度、姿态)；

S202、选取飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R和浅下滑起始高度H_s；

S203、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S204、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S205、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定标准下滑道陡下滑角r₁、圆弧半径R、浅下滑起始高度H₂，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S202继续进行；最终通过多次仿真迭代，确定一组陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑起始高度H_s作为标准着陆下滑道。

S300、设计最陡下滑及最大升阻比下滑着陆下滑道

分别以最陡下滑及最大升阻比下滑结束时的状态作为初始条件，使用标准下滑轨迹的陡下滑角r₁以及圆弧半径R，仅通过改变浅下滑起始高度H_s，使飞机触地时满足理想速度与下沉率，分别得到最陡下滑及最大升阻比浅下滑的起始高度H₁,H₂，具体过程如图5所示；

其中，获得最陡下滑的起始高度H₁的具体过程为：

S301、给定最陡下滑结束时飞机状态(高度、速度、姿态)；

S302、使用上述步骤S200得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S303、选取一个起始高度H_s；

S304、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S305、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S306、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定最陡下滑浅下滑起始高度H₁，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S303继续进行。

同时，获得最大升阻比浅下滑的起始高度H₂的具体过程为：

S311、给定最大升阻比下滑结束时飞机状态(高度、速度、姿态)；

S312、使用上述步骤S200得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S313、选取一个起始高度H_s；

S314、计算飞机的浅下滑、圆弧段和深下滑段坐标；

S315、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S316、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定最陡下滑浅下滑起始高度H₂，不满足条件落地速度下沉率，则返回到步骤S313继续进行。

S400、根据无人机能量实时计算浅下滑段起始高度

无人机下滑时的能量剖面确定后，通过前面步骤S100-S300得到标称、最陡下滑、最大升阻比的三条着陆轨迹。这三条着陆轨迹均满足理想速度及下沉率，且陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑角r₂均相同，仅浅下滑起始高度H_s不同。三条着陆轨迹的浅下滑(即标称、最陡下滑和最大升阻比的浅下滑)的起始高度分别为H₁，H₂，H₃，如图6所示。H₁为飞机以最陡下滑飞行的浅下滑起始高度；H₂为飞机机以标准下滑道飞行浅下滑起始高度；H₃为飞机以最大升阻比飞行时浅下滑起始高度。无人机在实际飞行时，可根据三条着陆轨迹的起始高度(即标称、最陡下滑和最大升阻比轨迹的起始高度)及能量剖面，实时计算飞机当前能量在能量剖面中的位置，通过一维线性插值方式计算当前能量下浅下滑开始时应有初始高度，进而动态生成不同的下滑轨迹。

当前能量下浅下滑开始时应有初始高度的计算公式如下：

飞机当前能量处于标称能量与最陡下滑能量之间时：

H_c＝(H₁-H₂)×(E_c-E_m)/(E_h-E_m)+H₂ (5)；

飞机当前能量处于标称能量与最大升阻比下滑能量之间时：

H_c＝(H₂-H₃)×(E_c-E_l)/(E_m-E_l)+H₃ (6)；

式中，H_c为计算的浅下滑起始高度，E_c为飞机当前能量，E_m为当前待飞距离下标准下滑时应该具备的能量，E_h为当前待飞距离下，最陡下滑时飞机具备的能量；E_l为当前待飞距离下，最大升阻比飞行时飞机具备的能量。

S500、根据能量计算的浅下滑段起始高度动态生成下滑道

陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑角r₂均为定值，再根据步骤S400实时计算更新的浅下滑起始高度H_s，即可动态生成完整的着陆下滑道。

本发明动态生成的下滑道可有效解决无人机降落初始状态不同导致的降落状态的不确定性，可在无减速板情况下仅通过动态生成的下滑道使飞机在降落时达到理想的速度与下沉率；无需改变飞机纵向姿态控制着陆速度，对高度跟踪效果好，着陆精度高。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于：从飞机飞至跑道后方对准跑道准备着陆开始，将飞机下滑道分为能量管理段、陡下滑段、圆弧过渡段和浅下滑段，在能量管理段实时计算飞机当前能量，根据能量剖面计算浅下滑段起始高度，然后根据剩余航程分别计算飞机的浅下滑段、圆弧过渡段和陡下滑段对应航程与高度的关系，生成下滑道高度与航程曲线；

应用于无人机进入着陆段的情况,具体包括如下步骤：

S100、轨迹仿真确定能量剖面边界

能量剖面边界由最陡下滑能量剖面和最大升阻比下滑能量剖面构成，标称下滑能量剖面位于最陡下滑能量剖面和最大升阻比下滑能量剖面之间，是飞机沿理想下滑道飞行得到的下滑轨迹，能量剖面是待飞距离x的函数；最陡下滑能量剖面是无人机进入陡下滑段前按照不超过最大允许动压限制达到的最陡下滑轨迹；最大升阻比能量剖面是无人机进入陡下滑段前保持最大升阻比飞行所得到的下滑轨迹；根据飞机沿最陡下滑轨迹与最大升阻比下滑轨迹来计算飞机的能量剖面，能量为单位质量的动能和势能,且飞机能量的计算公式如下：

上式(1)中，Eow为能量，g为重力加速度，V为飞行速度，H为飞机高度；

着陆段能量剖面以沿跑道方向落点后方L公里开始计算，在该位置处，飞机分别以最陡飞行、最大升阻比飞行以及标称飞行，以低于陡下滑起始高度H_d结束；根据飞机以最陡飞行、最大升阻比飞行以及标称飞行时的能量以及对应待飞距离x便可得到飞机的能量剖面；

能量剖面确定后，使用二级傅里叶级数拟合能量曲线，分别得到最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑能量与待飞距离x的函数：

上式(2)-(4)中，E_h、E_m、E_l分别为最陡下滑、标称下滑、最大升阻比下滑时的能量，x为待飞距离；a_0h，w_h，a_0m，w_m，a_0l，w_l为曲线拟合的系数；

S200、设计标准着陆下滑道

根据已知的飞机理想的触地速度与下沉率，通过多次仿真迭代，确定标准着陆下滑道；

S300、设计最陡下滑及最大升阻比下滑着陆下滑道

分别以最陡下滑及最大升阻比下滑结束时的状态作为初始条件，使用标准下滑轨迹的陡下滑角r₁以及圆弧半径R，仅通过改变浅下滑起始高度H_s，使飞机触地时满足理想速度与下沉率，分别得到最陡下滑及标称的浅下滑的起始高度H₁,H₂；

S400、根据无人机能量实时计算浅下滑段起始高度；

无人机下滑时的能量剖面确定后，通过所述步骤S100-S300得到满足理想速度及下沉率的标称、最陡下滑和最大升阻比的着陆轨迹；无人机在实际飞行时，根据标称、最陡下滑和最大升阻比的浅下滑起始高度及能量剖面，实时计算飞机当前能量在能量剖面中的位置，通过一维线性插值方式计算当前能量下浅下滑开始时应有初始高度，进而动态生成不同的下滑轨迹；

S500、根据能量计算的浅下滑段起始高度动态生成下滑道

陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑角r₂均为定值，根据步骤S400实时计算更新的浅下滑起始高度H_s，即可动态生成完整的着陆下滑道。

2.如权利要求1所述的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于，所述步骤S200的具体过程为：定义浅下滑起始高度H_s，圆弧半径R，陡下滑角r₁；r₁的选取原则是使动压在陡下滑段保持恒定；初始状态选择标称下滑结束时的状态，轨迹设计的过程如下：

S201、给定标称下滑结束时飞机状态；

S202、选取飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R和浅下滑起始高度H_s；

S203、计算飞机的浅下滑、圆弧过渡段和陡下滑段坐标；

S204、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S205、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定标准下滑道陡下滑角r₁、圆弧半径R、标称的浅下滑的起始高度H₂，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S202继续进行；最终通过多次仿真迭代，确定一组陡下滑角r₁、圆弧半径R以及浅下滑起始高度H_s作为标准着陆下滑道。

3.如权利要求2所述的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于，所述步骤S300中获得最陡下滑的起始高度H₁的具体过程为：

S301、给定最陡下滑结束时飞机状态；

S302、使用所述步骤S205得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S303、选取一个浅下滑起始高度H_s；

S304、计算飞机的浅下滑、圆弧过渡段和陡下滑段坐标；

S305、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S306、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定最陡下滑浅下滑起始高度H₁，结束轨迹设计；飞机落地速度下沉率若不满足条件，则返回到步骤S303继续进行。

4.如权利要求2所述的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于，所述步骤S300中获得最大升阻比的浅下滑起始高度H₂的具体过程为:

S311、给定最大升阻比下滑结束时飞机状态；

S312、使用所述步骤S205得到的飞机的陡下滑角r₁、圆弧半径R；

S313、选取一个浅下滑起始高度H_s；

S314、计算飞机的浅下滑、圆弧过渡段和陡下滑段坐标；

S315、飞机以高度跟踪进行飞行仿真；

S316、飞机落地速度下沉率若满足条件，则确定标称的浅下滑的起始高度H₂，不满足条件落地速度下沉率，则返回到步骤S313继续进行。

5.如权利要求1所述的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于，所述步骤S400中当前能量下浅下滑开始时应有初始高度的计算公式如下：

飞机当前能量处于标称能量与最陡下滑能量之间时：

H_s＝(H₁-H₂)×(E_c-E_m)/(E_h-E_m)+H₂ (5)；

飞机当前能量处于标称能量与最大升阻比下滑能量之间时：

H_s＝(H₂-H₃)×(E_c-E_l)/(E_m-E_l)+H₃ (6)；

上式(5)-(6)中，H_s为计算的浅下滑起始高度，E_c为飞机当前能量，E_m为标称下滑的能量，E_h为最陡下滑的能量；E_l为最大升阻比下滑时的能量。

6.如权利要求1所述的基于能量的无动力滑降无人机着陆下滑道动态生成方法，其特征在于：所述下滑道高度在计算时，首先根据飞机能量动态生成浅下滑段高度，再反向推导圆弧过渡段以及陡下滑段不同待飞距离x飞机应处的不同高度给定H_cmd；

所述浅下滑段高度的计算方法如下：

根据所述步骤S400实时计算得到浅下滑应有起始高度H_s，可得浅下滑开始时与着陆点的距离为：L_s＝H_s/tan(r₂)；

定义判断条件为：x≤L_s，其中，x为待飞距离；

高度给定为：H_cmd1＝tan(r₂)·x；

所述圆弧过渡段高度的计算方法如下：

定义圆弧过渡段起始高度为：

H_c＝R·(-cos(r₁)+cos(r₂))+H_s；

定义圆弧过渡段起始待飞距为：

L_c＝R·sin(r₁)-R·sin(r₂)+L_s；

定义判断条件为:L_s＜x≤L_c；

高度给定为：

所述陡下滑段高度的计算方法如下：

定义陡下滑起始高度为：H_d；

定义陡下滑起始待飞距为：L_d＝(H_d-H_c)/tan(r₁)+L_c；

定义判断条件：L_c＜x≤L_d；

高度给定为：

H_cmd3＝(x-L_d)/tan(r₁)+H_c。