CN102073755B - 近空间高超声速飞行器运动控制仿真方法 - Google Patents
近空间高超声速飞行器运动控制仿真方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开一种近空间高超声速飞行器的控制仿真方法,包括如下步骤:(1)建立飞行器在变化风场条件下的运动模型;(2)建立所述近空间高超声速飞行器的发动机推力模型;(3)建立与运动模型和推力模型相关的气动参数库和发动机参数库;(4)根据不同的任务要求,基于运动模型设计姿态稳定跟踪控制律及重心运动控制律;(5)实时计算当前状态下的大气数据和风场数据,并据此以及所设计的控制律计算飞行器的各个状态,重复此步骤直至仿真结束。此种仿真方法在充分剖析近空间高超声速飞行器的动力学和运动学规律的基础上,结合发动机推力模型和大气风场环境的实际情况,提出一整套在变化风场环境下的近空间高超声速飞行器的运动模型。本发明还公开一种基于该飞行器的控制仿真平台。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空航天领域的建模和控制仿真问题,具体地说,是飞行器的运动建模与控制仿真方法,可应用于近空间高超声速飞行器飞行稳定性分析和自动控制方案的设计中。
背景技术
由于近空间环境和高超声速飞行的特殊性,近空间高超声速飞行器的稳定智能自主自适应控制面临着一些重要的技术难题,如近空间环境的精确数学描述、高超声速飞行器的气动布局设计和运动建模、气动参数数据库的实验和计算获取、所采用发动机的推力模型和推力方案设计以及与研究密切相关的飞控***仿真平台的设计等。
目前,近空间高超声速飞行器主要采用以下四种构型的运动模型:乘波体、升力体、翼身融合体和轴对称体。乘波体构型在高超声速范围内具有较高的升阻比,Rasmussen等人(Rasmussen M L. Waverider configurations derived from inclined circular and elliptic cones. Journal of Spacecraft and Rockets, 1980,17(6): 537-545)提出了通过圆锥流场生成乘波体的方法,得到了广泛的理论和实验研究。升力体作为一种航天飞机和可重复使用运载器普遍使用的构型主要依靠机身形成的升力面而稳定飞行,可消除机身部件所产生的附加阻力和翼身之间的干扰。翼身融合体的气动布局是将机翼和机身两个部件相互融合没有明显界限,具有结构重量轻、气动阻力小等特点,如B2轰炸机。轴对称体构型具有尖头部、后掠角大、展弦比小等特点,适合高超声速飞行器一体化设计。
美国国家宇航局兰利研究中心针对高超声速飞行器提出了一种带翼锥形体构型的气动模型。该构型的前体是轴对称圆锥体,喷管部分是锥平截头体, 发动机模块环绕整个机体。其贡献在于,采用计算流体力学软件和部分风洞试验验证相结合的手段,提供了一套比较完整的气动数据,为飞行控制研究提供了参考对象。随后的研究者利用数值计算的方法拟合了气动数据,给出了气动参数同飞行器迎角和马赫数的非线性表达式,也提供了包括气动力、气动力矩和刚体转动惯量的数学表达。而由公开文献所代表的此类研究工作并未考虑飞行器在复杂的近空间环境中和特定的发动机推力模型下的建模问题。
因此,需要一种可以综合考虑近空间风场环境、发动机推力模型的近空间高超声速飞行器运动建模方法,并以此为基础设计一种较为通用的仿真平台结构。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种近空间高超声速飞行器的运动建模方法及基于该飞行器的控制仿真平台,其在充分剖析近空间高超声速飞行器的动力学和运动学规律的基础上,结合发动机推力模型和大气风场环境的实际情况,提出近空间高超声速飞行器在不同坐标系的运动方程,并以此为基础,研究飞行器控制仿真的结构。
本发明为解决上述技术问题,采用的技术方案是:
一种近空间高超声速飞行器的控制仿真方法,包括如下步骤:
(1)建立飞行器在变化风场条件下的运动模型;
(1)
(4)
(5)
(12)
(13)
其中,、和分别为飞行器在地面坐标系中三个方向的位置,为飞行器对空速度,为航迹倾斜角,为航迹方位角,为迎角,为侧滑角,为航迹滚转角,、和为飞行器相对惯性系(地面坐标系)的转动角速度矢量在机体坐标系上的分量,、和分别为推力在机体坐标系三个方向上的分量,为阻力,为侧力,为升力,、和为气动力矩,分别为滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩,、和为操纵面动作所产生的控制力矩,、和是由风场引起的不确定力矩,、和为飞行器的惯性矩,为飞行器总质量,为重力加速度,、和风速矢量在地面坐标系上的分量;
(2)建立与所述近空间高超声速飞行器匹配的发动机推力模型,单台发动机估算模型为
其中,为动压,为推力系数,为发动机中燃料流速,推力和比冲量是与马赫数、燃料当量比相关的函数;此外,发动机***采用具有推力矢量控制的变推力组合发动机***,采用“X”型发动机配置,即同时安装4台相同的摆动发动机,它们可分别沿切线方向摆动,定义发动机推力矢量等效偏转角、、,沿机体坐标系三轴方向的推力分量和推力力矩可简化为
(22)
(3)建立与运动模型和推力模型相关的气动参数库和发动机参数库;
(4)根据不同的任务要求,基于运动模型设计姿态稳定跟踪控制律及重心运动控制律;
(5)实时计算当前状态下的大气数据和风场数据,并据此以及所设计的控制律计算飞行器的各个状态,重复此步骤直至仿真结束。
采用上述方案后,本发明与现有技术相比的优点在于:
1)通过对变化风场扰动下近空间高超声速飞行器飞行运动的机理分析,建立了在风场中的飞行器运动全维状态方程模型,使得飞行控制的研究更具有针对性且更切合物理实际;
2)本发明提出了一种用于近空间高超声速飞行器的吸气式发动机推力估算模型和推力矢量配置方案,解决了对发动机推力进行闭环控制的问题,有利于进行机体/发动机一体化控制方案的设计;
3)本发明提出了面向控制的模型处理方式,给出了控制器设计的基本思路,便于展开针对在不确定条件下近空间高超声速飞行器的非线性鲁棒自适应控制方案的设计;
4)本发明提出了一种用于在变化风场和不确定环境下进行近空间高超声速飞行器控制仿真的软件平台,使得控制方案的仿真验证更加方便和明了。
附图说明
图1(a)是近空间高超声速飞行器气动构型的俯视图;
图1(b)是近空间高超声速飞行器气动构型的侧视图;
图2是近空间高超声速飞行器相关坐标系之间关系的纵向剖视图;
图3是发动机推力系数在给定试验点数据的网格图;
图4是发动机推力系数的全局拟合曲面;
图5是发动机比冲量在给定试验点数据的网格图;
图6是发动机比冲量的全局拟合曲面;
图7是推力矢量发动机的配置图;
图8是近空间高超声速飞行器飞控***结构图;
图9是飞行控制仿真平台流程图;
图10是基于MATLAB\SIMULINK飞控仿真平台的软件界面;
图11是大气风场生成器的仿真结构。
具体实施方式
本发明提供一种近空间高超声速飞行器的控制仿真方法,包括如下步骤:
(1)建立飞行器在变化风场条件下的运动模型;
以下将详细说明近空间高超声速飞行器的建模过程。
本发明提供的近空间高超声速飞行器是基于美国国家宇航局兰利研究中心的技术报告(Shaughnessy J D, Pinckney S Z, McMinn J D, Cruz C I, Kelley M-L. Hypersonic Vehicle Simulation Model: Winged-cone Configuration. NASA TM-102610, 1990)提出的有翼锥形体结构,具有三角形机翼,具有单垂尾方向舵、可独立工作的左右升降副翼舵,其气动布局如图1(a)和图1(b)所示,该飞行器的相关几何参数可参见此技术报告,在此不再赘述。
由于近空间飞行环境相对复杂,这给近空间高超声速飞行器的控制***设计带来了一定的难度,因此在复杂大气环境下的建模就显得至关重要。大气环境的描述一般包括气温、空气密度以及风速等与高度的关系,本发明主要研究在变化风场下的飞行器建模问题。
为了后续说明方便,首先由图2给出描述飞行器运动方程的不同坐标系在纵向剖面上相互之间的关系,其中包括地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系以及航迹坐标系。、、及分别为相应的两个坐标系之间的转换矩阵,各自对应的逆转换矩阵分别为、、及,此为现有知识,详细表达式可见相关参考资料(如肖业伦、金长江所著“大气扰动中的飞行原理”,国防工业出版社,1993)。
根据牛顿第二定律,飞行器的质心运动方程可写作
首先,不考虑地球曲率和旋转,将地面坐标系作为惯性系,可得
其次,由机体坐标系下的质心运动方程可得
其中,定义为飞行器相对惯性系(地面坐标系)的转动角速度矢量在机体坐标系上的分量,、和分别为推力在机体坐标系三个方向上的分量,为阻力,为侧力,为升力。将式(1)代入式(5)整理后,可得到飞行器的力方程组
再者,由航迹坐标系下的质心运动方程可得
在上述公式(4)、(6)、(8)中,其中的最后一项均是关于风切变的描述,具体表达如下
将式(11)代入式(9),即可得到风场矢量的导数。
进一步,作为刚体的飞行器的转动矢量方程为
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这里,气动力矩分量、和是关于、和的函数,具体表达式可见下文,而是飞行器相对于周围空气场的转动角速度矢量,现有传感技术无法对其精确测量,因此式(16)中的气动力矩的数值无法获取,所以本发明做如下处理。根据式(1)所表达的三角关系,有如下关系成立
其中最后一项中的各变量为风梯度,具体定义可见式(10)。这里,的数值可由陀螺仪测量得到,为此我们将气动力矩分量、和的计算分解成两部分:可由、和的测量值计算的部分,、和;以及由存在风梯度而产生的、和所引起的不确定项、和。因此,式(16)可改写为
将以上式(4)、(6)、(8)、(9)和(19)整理展开,得到近空间高超声速飞行器在风场下完整的运动学方程组
MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT SEQ MTEqn \h \* MERGEFORMAT (30)
其中,各个气动力的计算如下
MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT SEQ MTEqn \h \* MERGEFORMAT (37)
式中
MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT SEQ MTEqn \h \* MERGEFORMAT (41)
MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT SEQ MTEqn \h \* MERGEFORMAT (48)
(2)建立所述近空间高超声速飞行器的发动机推力模型;
以下,本发明将根据公开文献所提供的数据,分析设计一种适合近空间高超声速飞行器的发动机推力工程估算模型。本发明提供了一种通过动压来估算发动机推力及比冲量的关系式
由上面的模型可知,推力系数和比冲量均是与马赫数及燃料当量比相关的函数,根据相关参考资料(Irene M. Gregory, Rajiv S. Chowdhry, John D. McMinn, John D. Shaughnessy. Hypersonic Vehicle Model and Control Law Development Using and Synthesis. NASA TM-4562. 1994)提供的实验和理论数据,本发明对某些给定的参考点的推力系数和比冲量进行了预测计算,具体数值由表1和表2给出,其中,表1表示推力系数与马赫数、燃料当量比的关系,表2表示比冲量与马赫数、燃料当量比的关系。
表1
表2
在给定的马赫数情况下,推力系数与燃料当量比近似为线性关系,而当燃料当量比小于0.3之后,推力系数将随其减小而急剧下降,这正体现了发动机的熄火过程。
为了全方位估算在高超声速阶段不同马赫数和不同燃料当量比的情况下的推力系数和发动机比冲量,本发明根据以上数据,采用双立方插值算法进行二元拟合,从而实现高超声速阶段发动机推力参数的全局估算。双立方插值算法作为一种有效的线性插值算法,具有较高的预测精度。图3至图6以三维坐标图的形式分别给出了推力系数数据、推力系数全局拟合结果、比冲量数据以及比冲量全局拟合结果。从图中也可看出双立方插值算法较好的逼近效果。
发动机作为近空间高超声速飞行器模型的主要组成部分之一,在飞行控制中起着不可或缺的作用。在控制仿真模型中,发动机***采用具有推力矢量控制的变推力组合发动机***,采用“X”型发动机配置,即同时安装4台相同的摆动发动机,它们可分别沿切线方向摆动, 其编号以及相应的摆动角、、及的正方向定义如图7所示。不难计算出4台摆动发动机总推力沿机体轴三个方向的分量大小:
MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT SEQ MTEqn \h \* MERGEFORMAT (54)
相应的推力力矩分别为
定义发动机推力矢量等效偏转角为
那么,沿机体坐标系三轴方向的推力分量和推力力矩可简化为
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据此,我们可以通过对发动机燃料当量比和推力矢量等效偏转角的控制来实现发动机推力大小和方向的变化。
至此,包含变化风场及发动机推力模型在内的近空间高超声速飞行器的运动建模已基本完成。
(3)建立与运动模型和推力模型相关的气动参数库和发动机参数库;
以下,根据气动力和气动力矩的计算方式(44)-(49)以及单台发动机的模型数据(见表1和表2),参考NASA技术报告(Shaughnessy J D, Pinckney S Z, McMinn J D, Cruz C I, Kelley M-L. Hypersonic Vehicle Simulation Model: Winged-cone Configuration. NASA TM-102610, 1990)所提供的数据,基于计算流体力学和插值拟合算法建立近空间高超声速飞行器气动参数库和发动机参数库。
(4)根据不同的任务要求,基于运动模型设计姿态稳定跟踪控制律及重心运动控制律;
以下,对控制***的结构和设计思路做简要说明。
飞行控制***的任务主要包括:飞行轨迹跟踪和飞行姿态稳定两个部分。飞机的操纵机构包括:左右升降副翼舵和方向舵的舵偏角指令、、;发动机燃料当量比;推力矢量等效偏转角、、。根据不同的飞行任务将采用不同的控制器结构和操纵机构。近空间高超声速飞行器飞行控制***的一般结构如图8所示。
一个合理可行的飞控***的方案设计必然是在保证姿态稳定的前提下根据不同的飞行任务分别设计针对性的控制器,以达到相应的任务要求。此外,由于近空间飞行环境复杂且高超声速飞行动态变化快,控制***难免存在外干扰、不确定和建模误差(这里统称复合干扰),因此有必要对复合干扰作观测估计并加以补偿控制,以提高***的鲁棒性。控制器的具体设计思路说明如下:
其一、在姿态稳定控制中,将发动机控制作为开环控制量,仅考虑其推力矢量控制,飞控***的设计就是设计控制力矩,并根据一定的算法分配成舵偏角指令、、和推力矢量等效偏转角、、,最终使飞行器的姿态稳定跟踪给定的指令。本发明采用的控制分配关系为
为此我们将与之相关的运动方程写成仿射非线性形式,并将其分成慢、快两个回路,分别进行控制律设计。为了实现对气流角及航迹角状态的稳定跟踪,姿态角慢回路(29)~(31)和角速率快回路(32)~(34)的控制方程可分别写为
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其二、在重心运动控制中,是在姿态稳定的基础上,考虑到发动机推力及推力矢量控制的作用,飞控***的设计就是要设计包括发动机推力、推力矢量等效偏转角和气动舵面偏转角在内的控制律,使得飞行器在保证姿态平滑变化的飞行品质下实现重心运动的稳定跟踪。
控制器采用内外环递阶控制的结构,外环是关于导航控制回路,基于非仿射非线性方程(26)、(28)设计相应的气动力和推力控制以满足导航任务的要求,并通过一定的分配算法将其分配成发动机燃料当量比和相应的姿态角。然后再根据前面所提的姿态稳定控制方法,最终设计出推力矢量等效偏转角、、和气动舵面偏角、、等控制量。
(5)实时计算当前状态下的大气数据和风场数据,并据此以及所设计的控制律计算飞行器的各个状态,重复此步骤直至仿真结束。
以下,本发明在运动建模和控制***设计的前提下,通过所设计的仿真平台对相关飞行环境数据和飞行状态进行实时计算和输出。
为了方便飞行控制***的设计以及对其中各种算法的测试和验证,有必要研究一套基于近空间高超声速飞行器运动模型的数字仿真平台,利用其完成各种飞行控制方案的设计、验证和评估。本发明基于MATLAB等仿真软件,设计了针对近空间高超声速飞行器飞行控制的仿真平台。该软件平台的流程如图9所示,图10给出了基于MATLAB\SIMULINK飞控仿真平台的软件界面。软件结构主要由支持层和执行层组成。支持层主要为仿真提供相应的数据支持和计算,主要包括大气环境数据库、大气风场生成器、控制方案设计及控制参数调节模块、气动参数库、发动机参数库、飞行器运动模型等。执行层主要根据相应的算法安排,进行一系列必要的仿真计算,并实时输出飞行器的飞行状态。
仿真的一般流程如下:
(1)初始化相关参数,调入飞行器初始状态信息和指令信息;
(2)确定本机信息;
(3)根据飞行器实时信息和大气环境数据库,调节环境参数;
(4)进行当前状态下的大气数据计算;
(5)根据风场生成器所提供信息,进行风速、风梯度等风场数据计算;
(6)综合各种参数和状态,做相应的任务管理;
(7)对预先设计的控制器进行参数调节;
(8)根据控制器输出,分别进行推进计算和气动计算;
(9)根据计算结果,基于飞行器运动方程计算飞行器各个状态;
(10)实时反馈飞行器状态,并判断仿真是否结束,若未结束,则返回步骤(2);
(11)仿真结束。
本发明近空间高超声速飞行器运动控制仿真平台的具体实施步骤如下:
(1)确定飞行器的气动数据库和发动机参数库完整,建立描述大气环境的数据库,以支持飞行器运动方程解算;
(2)根据任务信息,判断所采用的控制器类型,并根据相应的运动方程设计飞行控制律,并针对复合干扰设计复合干扰观测器、设计补偿控制律,最终确定控制器结构。
(3)通过仿真平台,设计风场模型的仿真模拟,图11给出了大气风场生成器的仿真结构。这里总共需要3个独立的噪音源,即通过白噪声生成器(WNG)来获得大气风场的随机信号,并将其作用于近空间高超声速飞行器运动模型中。图中各方框中的传递函数分别为针对生成三个方向的风速分量及相应的风梯度而简化的成形滤波器传递函数。其参数确定方法可参见文献(肖业伦,金长江.大气扰动中的飞行原理.国防工业出版社,1993)。
(4)将控制器结构、风场生成器等信息导入仿真平台,根据相应的控制仿真任务,设定任务指令和初始状态信息,进行实时的仿真验证。
以上实施方式仅为说明本发明的技术思想,不能以此限定本发明的保护范围,凡是按照本发明提出的技术思想,在技术方案基础上所做的任何改动,均落入本发明保护范围之内。
Claims (1)
1.一种近空间高超声速飞行器运动控制仿真方法,其特征在于包括如下步骤:
(1)建立飞行器在变化风场条件下的运动模型:
其中,xg、yg和zg分别为飞行器在地面坐标系中三个方向的位置,Va为飞行器对空速度,γa为航迹倾斜角,χa为航迹方位角,α为迎角,β为侧滑角,μa为航迹滚转角,pk、qk和rk为飞行器相对地面坐标系的转动角速度矢量在机体坐标系上的分量,Txb、Tyb和Tzb分别为推力T在机体坐标系三个方向上的分量,D为阻力,Y为侧力,L为升力,lA0、mA0和nA0为气动力矩,分别为滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩,lC、mC和nC为操纵面动作所产生的控制力矩,ΔlA、ΔmA和ΔnA是由风场引起的不确定力矩,Ix、Iy和Iz为飞行器的惯性矩,M为飞行器总质量,g为重力加速度,uwg、vwg和wwg是风速矢量Vw在地面坐标系上的分量;
(2)建立与所述近空间高超声速飞行器匹配的发动机推力模型,单台发动机估算模型为
其中, 为动压,CT为推力系数, 为发动机中燃料流速,推力T和比冲量Isp是与马赫数Ma、燃料当量比η相关的函数;此外,发动机***采用具有推力矢量控制的变推力组合发动机***,采用“X”型发动机配置,即同时安装4台相同的摆动发动机,它们可分别沿切线方向摆动,定义发动机推力矢量等效偏转角δx、δy、δz,沿机体坐标系三轴方向的推力分量和推力力矩可简化为
Txb=4Fc=T (18)
其中,Fc为单台发动机推力,Xrc为发动机推力作用线与机体纵轴距离,Xm为质心到前缘的距离,XT为主发动机推力中心到前缘距离;
(3)建立与运动模型和推力模型相关的气动参数库和发动机参数库;
(4)根据不同的任务要求,基于运动模型设计姿态稳定跟踪控制律及重心运动控制律;
(5)实时计算当前状态下的大气数据和风场数据,并据此以及所设计的控制律计算飞行器的各个状态,重复此步骤直至仿真结束。
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