CN115657458A - 一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其包括以下步骤：S1：建立靶机纵向通道的传递函数；S2：设计控制***的增稳回路，建立增稳回路的传递函数；S3：将增益K_ω、K_α和K_ny输入靶机控制***，靶机根据增益K_ω、K_α和K_ny进行爬升飞行；S4：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，根据插值表调整不同高度位置的偏差限幅值，计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。本发明设计出靶机爬升飞行过程中的合理的爬升轨迹，计算出靶机爬升飞行段合理的爬升率，防止失速的发生。

Description

一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器机身领域，具体涉及一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法。

背景技术

飞行过程中，作用在靶机上的力主要有重力、推力和空气动力。靶机在爬升过程中如果爬升的弹道倾角过大，爬升率较高，那么推力在纵向的分量较大，大部分推力将用于克服重力做功，降低推力的利用效率；如果爬升段的弹道倾角过低，那么靶机将会爬升的十分缓慢。需要较长的时间才能爬升至预定高度，造成靶机能量耗费过大，所以在靶机起飞爬升阶段的爬升轨迹的设计对于整个飞行过程来说至关重要。

为此，本发明首次提出了一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，设计出靶机爬升飞行过程中的合理的爬升轨迹。靶机爬升阶段如果速度比较低，那么在速度提升段靶机的爬升飞行的弹道倾角较小，靶机的推力主要用于速度的提升，推力纵向分量较小，气动升力也较小，此时靶机爬升的较为“平缓”。在经历过速度提升段后，靶机速度较大，进入到高度提升段。高度提升段的靶机飞行速度较大，产生的升力较大，由靶机的气动升力来克服重力，由推力克服阻力，在高度提升段靶机的弹道倾角较大，更加“陡峭”的爬升至预定高度。

发明内容

针对现有技术的上述不足，本发明提供了一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法。

为达到上述发明目的，本发明所采用的技术方案为：

提供一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其包括以下步骤：

S1：建立靶机在爬升段不同高度、马赫数下的动力学模型，并对动力学模型进行小扰动线性化、拉普拉斯变换得到靶机纵向通道的传递函数；

S2：设计控制***的增稳回路，建立增稳回路的传递函数，计算角速率反馈回路的增益K_ω、伪攻角反馈回路的控制增益K_α和不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny；

S3：将增益K_ω、K_α和K_ny输入靶机控制***，靶机根据增益K_ω、K_α和K_ny进行爬升飞行；

S4：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，根据插值表调整不同高度位置的偏差限幅值，计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。

进一步地，步骤S1包括：

S11：建立靶机纵向通道的动力学方程：

其中：θ为弹道倾角，m为靶机的质量，V为靶机的速度，P为靶机的推力，α为攻角，X为轴向力，Y为法向力，J_z为俯仰转动惯量，ω_z为俯仰角速率，M_z为俯仰力矩，

为俯仰角，t为飞行时间，g为重力加速度，y为法向飞行距离，x为轴向飞行距离；

动力学方程中：

其中，C_y为靶机的升力系数，q为靶机的当前动压，q＝1/2ρV²，s为靶机的参考面积，Ma为马赫数，_δz为俯仰舵偏角；

S12：对动力学方程进行小扰动线性化，得到微分方程组：

微分方程组中

a₄＝(P+Y^α)/(mV)，

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅均为动力学系数，Y^α为攻角方向的法向力，

为俯仰舵偏角方向的法向力；

S13：通过对微分方程组进行拉普拉斯变换，忽略反应弹体和舵面下洗的动力学系数小量，得到靶机纵向通道的传递函数：

其中，n_y为法向过载；

进一步地，步骤S2包括：

S21：设计靶机的自动驾驶仪的增稳回路，增稳回路包括角速率回路与伪攻角回路；

S22：根据增稳回路的控制参数和传递函数，建立角速率回路的开环传递函数ω_z_open(s)和闭环传递函数ω_z_close(s)：

其中，

为角速率反馈回路的增益；

S23：建立伪攻角回路开环传递函数α_open(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)：

其中，K_α为伪攻角反馈回路的控制增益

S24：建立理想极点对应的特征多项式方程det(s)：

其中，ξ和ω_n分别为理想极点所对应的阻尼比和频率；

S25：利用特征多项式方程det(s)、开环传递函数ω_z_open(s)、闭环传递函数ω_z_close(s)、伪攻角回路开环传递函数α_open(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)得到：

S26：自动驾驶仪的控制***的角速率反馈回路的增益和伪攻角反馈回路的控制增益K_α为：

S27：根据控制***的幅值裕度、相角裕度和上升时间T设定靶机不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny：

进一步地，步骤S4包括：

S41：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，马赫数Ma为插值表的横轴变量，差值ΔMa为插值表的纵向变量；

S42：采集靶机爬升阶段飞行的马赫数Ma，当马赫数Ma在区间[Ma_标准-Ma_波动，Ma_标准+Ma_波动]之间时，则判断差值ΔMa的大小：

若ΔMa≥ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较小的偏差限幅值，从而保证飞行器的稳定飞行；

若ΔMa＜ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较大的偏差限幅值，从而保证飞行器有足够的能量跟踪基准弹道；

S43：根据得到的偏差限幅值计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。

进一步地，还包括：

S5：选择靶机飞行弹道上的若干特征点，采集在不同特征点上的不同高度、不同马赫数，根据不同高度、不同马赫数对自动驾驶仪的性能进行裕度校核，将所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间分别与对应的预期指标进行比较，使所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间符合预期指标。

本发明的有益效果为：本发明提出了一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，设计出靶机爬升飞行过程中的合理的爬升轨迹，靶机爬升阶段如果速度比较低，那么在速度提升段靶机的爬升飞行的弹道倾角较小，靶机的推力主要用于速度的提升，推力纵向分量较小，气动升力也较小，此时靶机爬升的较为“平缓”。在经历过速度提升段后，靶机速度较大，进入到高度提升段。高度提升段的靶机飞行速度较大，产生的升力较大，由靶机的气动升力来克服重力，由推力克服阻力，在高度提升段靶机的弹道倾角较大，更加“陡峭”的爬升至预定高度。

根据爬升飞行过程中的实际飞行马赫数Ma与基准弹道的马赫数和实际飞行马赫数的误差ΔMa，设计出动态限幅值的二维插值表来得到实时变化的限幅值，根据靶机不同的飞行状态选取不同的高度位置偏差限幅值，以匹配靶机实时的所具有的能量，计算出靶机爬升飞行段合理的爬升率，防止失速的发生。

附图说明

图1为高度控制回路结构图。

图2为动态限幅值结构框图。

图3为马赫数曲线。

图4为高度曲线。

图5为弹道倾角曲线。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

本方案的基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法包括以下步骤：

S1：建立靶机在爬升段不同高度、马赫数下的动力学模型，并对动力学模型进行小扰动线性化、拉普拉斯变换得到靶机纵向通道的传递函数；步骤S1包括：

S11：建立靶机纵向通道的动力学方程：

其中：θ为弹道倾角，m为靶机的质量，V为靶机的速度，P为靶机的推力，α为攻角，X为轴向力，Y为法向力，J_z为俯仰转动惯量，ω_z为俯仰角速率，M_z为俯仰力矩，

为俯仰角，t为飞行时间，g为重力加速度，y为法向飞行距离，x为轴向飞行距离；

动力学方程中：

其中，C_y为靶机的升力系数，q为靶机的当前动压，q＝1/2ρV²，s为靶靶标的参考面积，γ_V为速度滚转角，

为弹道偏角，Ma为马赫数，δ_z为俯仰舵偏角；

S12：对动力学方程进行小扰动线性化，得到微分方程组：

微分方程组中

a₄＝(P+Y^α)/(mV)，

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅均为动力学系数，Y^α为攻角方向的法向力，

为俯仰舵偏角方向的法向力；

S13：通过对微分方程组进行拉普拉斯变换，忽略反应弹体和舵面下洗的动力学系数小量，得到靶机纵向通道的传递函数：

其中，n_y为法向过载；

S2：设计控制***的增稳回路，如图1所示，通过高度控制回路结构图建立增稳回路的传递函数，计算角速率反馈回路的增益K_ω、伪攻角反馈回路的控制增益K_α和不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny；

步骤S2包括：

S21：设计靶机的自动驾驶仪的增稳回路，增稳回路包括角速率回路与伪攻角回路；

S22：根据增稳回路的控制参数和传递函数，建立角速率回路的开环传递函数ω_z_open(s)和闭环传递函数ω_z_close(s)：

其中，

为角速率反馈回路的增益，

S23：建立伪攻角回路开环传递函数α_open(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)：

其中，K_α为伪攻角反馈回路的控制增益；

S24：建立理想极点对应的特征多项式方程det(s)：

其中，ξ和ω_n分别为理想极点所对应的阻尼比和频率；

S25：利用特征多项式方程det(s)、开环传递函数ω_z_open(s)、闭环传递函数ω_z_close(s)、伪攻角回路开环传递函数α_opoen(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)得到：

S26：自动驾驶仪的控制***的角速率反馈回路的增益和伪攻角反馈回路的控制增益K_α为：

S27：根据控制***的幅值裕度、相角裕度和上升时间T设定靶机不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny：

其中，V为速度。

S3：将增益K_ω、K_α和K_ny输入靶机控制***，靶机根据增益K_ω、K_α和K_ny进行爬升飞行；

S4：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，根据插值表调整不同高度位置的偏差限幅值，如图2所示，计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。步骤S4包括：

S41：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，马赫数Ma为插值表的横轴变量，差值ΔMa为插值表的纵向变量；

S42：采集靶机爬升阶段飞行的马赫数Ma，当马赫数Ma在区间[Ma_标准-Ma_波动，Ma_标准+Ma_波动]之间时，则判断差值ΔMa的大小：

若ΔMa≥ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较小的偏差限幅值，从而保证飞行器的稳定飞行；

若ΔMa＜ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较大的偏差限幅值，从而保证飞行器有足够的能量跟踪基准弹道；

S43：根据得到的偏差限幅值计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。

通过动态限幅值的插值表，插值表的纵向变量为基准弹道的马赫数Ma与实际飞行状态马赫数的差ΔMa，插值表的横轴变量为靶机实际飞行的马赫数Ma。当靶机在爬升段的飞行马赫数达到某一值附近时，如果ΔMa的值较大，将会通过插值表得到一个较小的限幅值，如果ΔMa的值较小，此时靶机实际飞行马赫数与基准弹道马赫数较为接近，则将通过插值表得到一个较大的限幅值。

还包括：

S5：选择靶机飞行弹道上的若干特征点，采集在不同特征点上的不同高度、不同马赫数，根据不同高度、不同马赫数对自动驾驶仪的性能进行裕度校核，将所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间分别与对应的预期指标进行比较，使所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间符合预期指标。

本实施例通过仿真验证，验证发明效果的有效性，如下：

选取动态限幅值的模块添加到六自由度模型中，验证该方法的有效性与可行性。根据某型号靶机在拉偏仿真爬升过程中由于阻力加大，推力减小，在爬升过程中马赫数上升缓慢，为了防止靶机失速，在高度位置偏差之后加上一动态限幅，实际飞行马赫数与基准弹道马赫数相互对比之下输出动态限幅值，得到的仿真结果如图3-图5所示。

Claims (5)

1.一种基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立靶机在爬升段不同高度、马赫数下的动力学模型，并对动力学模型进行小扰动线性化、拉普拉斯变换得到靶机纵向通道的传递函数；

S2：设计控制***的增稳回路，建立增稳回路的传递函数，计算角速率反馈回路的增益K_ω、伪攻角反馈回路的控制增益K_α和不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny；

S3：将增益K_ω、K_α和K_ny输入靶机控制***，靶机根据增益K_ω、K_α和K_ny进行爬升飞行；

S4：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，根据插值表调整不同高度位置的偏差限幅值，计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。

2.根据权利要求1所述的基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

S11：建立靶机纵向通道的动力学方程：

其中：θ为弹道倾角，m为靶机的质量，V为靶机的速度，P为靶机的推力，α为攻角，X为轴向力，Y为法向力，J_z为俯仰转动惯量，ω_z为俯仰角速率，M_z为俯仰力矩，

为俯仰角，t为飞行时间，g为重力加速度，y为法向飞行距离，x为轴向飞行距离；

动力学方程中：

其中，C_y为靶机的升力系数，q为靶机的当前动压，q＝1/2ρV²，s为靶机的参考面积，Ma为马赫数，δ_z为俯仰舵偏角；

S12：对动力学方程进行小扰动线性化，得到微分方程组：

微分方程组中

a₄＝(P+Y^α)/(mV)，

其中，a₁、a₂、a₃、a₄、a₅均为动力学系数，Y^α为攻角方向的法向力，

为俯仰舵偏角方向的法向力；

S13：通过对微分方程组进行拉普拉斯变换，忽略反应弹体和舵面下洗的动力学系数小量，得到靶机纵向通道的传递函数：

其中，n_y为法向过载。

3.根据权利要求1所述的基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

S21：设计靶机的自动驾驶仪的增稳回路，增稳回路包括角速率回路与伪攻角回路；

S22：根据增稳回路的控制参数和传递函数，建立角速率回路的开环传递函数ω_z_open(s)和闭环传递函数ω_z_close(s)：

其中，

为角速率反馈回路的增益，

S23：建立伪攻角回路开环传递函数α_open(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)：

其中，K_α为伪攻角反馈回路的控制增益；

S24：建立理想极点对应的特征多项式方程det(s)：

其中，ξ和ω_n分别为理想极点所对应的阻尼比和频率；

S25：利用特征多项式方程det(s)、开环传递函数ω_z_open(s)、闭环传递函数ω_z_close(s)、伪攻角回路开环传递函数α_open(s)和伪攻角回路闭环传递函数α_close(s)得到：

S26：自动驾驶仪的控制***的角速率反馈回路的增益和伪攻角反馈回路的控制增益K_α为：

S27：根据控制***的幅值裕度、相角裕度和上升时间T设定靶机不同高度、不同马赫数的控制增益K_ny：

4.根据权利要求1所述的基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其特征在于，所述步骤S4包括：

S41：计算靶机实际飞行状态的马赫数Ma与基准弹道的马赫数的差值ΔMa，将差值ΔMa和马赫数Ma作为靶机动态限幅值的插值表，马赫数Ma为插值表的横轴变量，差值ΔMa为插值表的纵向变量；

S42：采集靶机爬升阶段飞行的马赫数Ma，当马赫数Ma在区间[Ma_标准-Ma _波动，Ma_标准+Ma_波动]之间时，则判断差值ΔMa的大小：

若ΔMa≥ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较小的偏差限幅值，从而保证飞行器的稳定飞行；

若ΔMa＜ΔMa_阈值，则通过插值模块输出插值表，选择插值表中一个较大的偏差限幅值，从而保证飞行器有足够的能量跟踪基准弹道；

S43：根据得到的偏差限幅值计算靶机爬升飞行段合理的爬升率，根据爬升率控制飞机爬升。

5.根据权利要求1所述的基于能量匹配的飞行器爬升轨迹控制方法，其特征在于，还包括：

S5：选择靶机飞行弹道上的若干特征点，采集在不同特征点上的不同高度、不同马赫数，根据不同高度、不同马赫数对自动驾驶仪的性能进行裕度校核，将所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间分别与对应的预期指标进行比较，使所有特征点上的幅值裕度、相角裕度、截止频率和上升时间符合预期指标。

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