飛行器氣動強耦合解耦方法技術

本發明專利技術公開了一種飛行器氣動強耦合解耦方法，用于解決現有高超聲速飛行器的魯棒解耦控制方法解耦效果差的技術問題。技術方案是首先建立氣動力矩耦合模型，再定義氣動耦合評價指標，然后定義氣動耦合特征，設定氣動耦合解耦條件，完成飛行器氣動強耦合的解耦。由于該方法將各耦合因素合理劃分與歸類，實現同類耦合因素的等效，引入評價和分析氣動耦評價指標——耦合度的定義。針對不同大小耦合度對飛行器特性的影響作用，將耦合作用分為強耦合和弱耦合，并分細化了氣動弱耦合與強耦合下的解耦方法——耦合忽略和耦合等效轉化，提高了飛行器氣動強耦合的解耦效果。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及一種飛行器氣動解耦方法，特別是涉及一種。
技術介紹
與傳統飛行器不同，高超聲速飛行器飛行速度高、空域大，三通道之間存在強烈氣動交叉耦合作用，其面對稱、翼身融合等氣動布局方式使得通道間氣動耦合作用更加明顯。飛行器各升力面氣動力與各通道運動參數的相互交聯和影響，各通道的運動姿態、姿態角及操縱機構偏轉角不僅影響本通道飛行器所受到的氣動力矩大小，同時對飛行器在其他通道所受到的氣動力矩大小也產生耦合影響，這給控制系統的設計帶來很大困難。各類公開文獻針對高超聲速飛行器通道間強耦合下控制系統設計方法中，對動態逆解耦控制方法研究較為深入。如文獻“一種高超聲速飛行器的魯棒解耦控制方法”(《宇航學報》2011，5.32 (5)，1100 1107)基于奇異攝動理論提出魯棒內環、外環解耦控制方法，其內環即采用動態逆解耦控制跟蹤角速度指令。但動態逆解耦控制方法尚存在如下的問題:一是其對系統模型的精確度要求極高；二是需要在整個飛行包絡內對飛行器的非線性模型進行實時解析求逆。顯然，采用動態逆解耦控制方法設計出的系統魯棒性較差，且設計過程復雜。因此，針對多變量控制系統動態逆等解耦控制方法與工程應用尚有一定的差距。而單變量控制系統的分析和設計方法已經相當成熟，主要有頻率響應法和根軌跡法。基于這些方法的單變量系統控制理論，稱為經典控制理論，在工程上得到了廣泛的應用。同單變量系統相比，多變量系統控制復雜的多，且控制性能評價指標與工程應用尚有一定差距。經典控制理論中針對單輸入-單輸出系統的動態性能指標(上升時間、超調量等)和穩定性分析(穩定裕度等)理論不適用多變量控制系統。所以，在飛行器存在氣動強耦合導致無法直接采用經典控制理論的設計方法情況下，有必要研究多耦合系統的模型解耦方法，使之能夠應用工程上常用的經典控制理論設計與評價方法。
技術實現思路
為了克服現有高超聲速飛行器的魯棒解耦控制方法解耦效果差的不足，本專利技術提供一種。該方法將各耦合因素合理劃分與歸類，實現同類耦合因素的等效，引入評價和分析氣動耦評價指標——稱合度的定義。針對不同大小耦合度對飛行器特性的影響作用，將耦合作用分為強耦合和弱耦合，并分細化了氣動弱耦合與強耦合下的解耦方法——稱合忽略和耦合等效轉化，可以提高飛行器氣動強耦合的解耦效果。本專利技術解決其技術問題所采用的技術方案是:一種，其特點是包括以下步驟:步驟一、氣動力矩耦合模型建立。I)俯仰通道的力矩Mz表示為:Mz = M7, + Μσ;α+MdJ δ, + Μ^ω,(I) ZΣ Uλ.Ζ, δΣ式中，Aff、Μ，、Jkff=分別是mz關于α、δ ζ、δζ的偏導數成=啤Ζ./Γ是無因次導數，L為機體的特征長度，V為飛行速度；ΜΖ(Ι是當》= 4 =^=O時的俯仰力矩。考慮偏航和滾轉通道對俯仰通道的氣動耦合效應時，認為的耦合項有:①穩定力矩耦合項 β ；②方向舵和差動舵產生的操縱力矩耦合項Μ 七、M3/Sx ；③飛行器繞Ox1軸和Oy1軸產生的阻尼力矩耦合項黽、M^wy。結合式(1)，俯仰力矩表示為:Mz = Mz0 + Maza+Sz + Mf- ω: + Mf β+Ms/ δν + Md/ Sx + Mf ωχ + MmJ By (2)式(2)中，俯仰通道自身的力矩項有MzQ、Mfa、Μδ/δζ、黽;偏航和滾轉通道對俯仰通道耦合的氣動力矩項為'Mpi β、M8/Sy' Mf δχ、Mfmx,2)偏航通道力矩是空氣動力矩在彈體坐標系上Oy1軸上的分量，它使飛行器繞Oy1軸轉動。在不考慮通道間任何氣動耦合下的情況下，偏航通道力矩Mi表示為:My = Μ^,β+Μδ；δγ +Mfmv( 3 )式中，Mf、Μ，分別是My關于β、δ y、@,的偏導數而是無因次導數。由于飛行器是鏡面對稱的，故MyQ=0。 考慮俯仰和滾動通道對偏航通道的氣動耦合效應時，偏航力矩包括有:①穩定力矩耦合項;②差動舵和升降舵產生的操縱力矩耦合項MfSz ;③飛行器繞Oz1軸和Ox1軸產生的阻尼力矩耦合項龜、MfBz。結合式(3)，偏航力矩表示為:My =Μξβ+Mf Sy + ωγ + Maya+Mf Sx + Mf: δ—_ + ωχ +Mfmz(4)式(4)中，偏航通道自身的力矩項有'M0、MfSy,滾轉和俯仰通道對偏航通道耦合的氣動力矩項為Ad MfS:, Λ/廣黽、d3)滾動通道力矩是作用在飛行器上的氣動力矩在彈體坐標系上Ox1軸上的分量，滾動通道力矩使飛行器繞Ox1軸傾斜。在不考慮通道間任何氣動耦合下的情況下，滾轉通道的力矩Mx表示為:Mx = Ml β + Ms; δχ +Mfmx(5)考慮俯仰和偏航通道對滾轉通道的氣動耦合效應時，滾轉力矩包括有:①穩定力矩耦合項;②方向舵和升降舵產生的操縱力矩耦合項Μ 、MSX:δ:'③飛行器繞Oy1軸和Oz1軸產生的阻尼力矩耦合項Λ/Γ孕.、。結合式(5)，滾動力矩表示為:權利要求1.一種，其特征在于包括以下步驟: 步驟一、氣動力矩耦合模型建立； 1)俯仰通道的力矩Mz表示為:2.根據權利要求1所述的，其特征在于:所述kb取值范圍是O 30%。全文摘要本專利技術公開了一種，用于解決現有高超聲速飛行器的魯棒解耦控制方法解耦效果差的技術問題。技術方案是首先建立氣動力矩耦合模型，再定義氣動耦合評價指標，然后定義氣動耦合特征，設定氣動耦合解耦條件，完成飛行器氣動強耦合的解耦。由于該方法將各耦合因素合理劃分與歸類，實現同類耦合因素的等效，引入評價和分析氣動耦評價指標——耦合度的定義。針對不同大小耦合度對飛行器特性的影響作用，將耦合作用分為強耦合和弱耦合，并分細化了氣動弱耦合與強耦合下的解耦方法——耦合忽略和耦合等效轉化，提高了飛行器氣動強耦合的解耦效果。文檔編號G05D1/00GK103197670SQ20131005872公開日2013年7月10日 申請日期2013年2月25日 優先權日2013年2月25日專利技術者周軍, 林鵬, 朱多賓, 周敏, 耿克達 申請人:西北工業大學本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種飛行器氣動強耦合解耦方法，其特征在于包括以下步驟：步驟一、氣動力矩耦合模型建立；1）俯仰通道的力矩Mz表示為：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾z+ω‾z---(1)式中，分別是mz關于α、δz、的偏導數；是無因次導數，L為機體的特征長度，V為飛行速度；Mz0是當時的俯仰力矩；考慮偏航和滾轉通道對俯仰通道的氣動耦合效應時，認為的耦合項有：①穩定力矩耦合項②方向舵和差動舵產生的操縱力矩耦合項③飛行器繞Ox1軸和Oy1軸產生的阻尼力矩耦合項結合式（1），俯仰力矩表示為：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾zω‾z+Mzββ+Mzδyδy+Mzδxδx+Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y---(2)式（2）中，俯仰通道自身的力矩項有Mz0、偏航和滾轉通道對俯仰通道耦合的氣動力矩項為：2）偏航通道力矩是空氣動力矩在彈體坐標系上Oy1軸上的分量，它使飛行器繞Oy1軸轉動；在不考慮通道間任何氣動耦合下的情況下，偏航通道力矩My表示為：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y---(3)式中，分別是My關于β、δy、的偏導數；是無因次導數；由于飛行器是鏡面對稱的，故My0=0；考慮俯仰和滾動通道對偏航通道的氣動耦合效應時，偏航力矩包括有：①穩定力矩耦合項②差動舵和升降舵產生的操縱力矩耦合項③飛行器繞Oz1軸和Ox1軸產生的阻尼力矩耦合項結合式（3），偏航力矩表示為：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y+Myαα+Myδxδx+Myδzδz+Myω‾xω‾x+Myω‾zω‾z---(4)式（4）中，偏航通道自身的力矩項有：滾轉和俯仰通道對偏航 通道耦合的氣動力矩項為：3）滾動通道力矩是作用在飛行器上的氣動力矩在彈體坐標系上Ox1軸上的分量，滾動通道力矩使飛行器繞Ox1軸傾斜；在不考慮通道間任何氣動耦合下的情況下，滾轉通道的力矩Mx表示為：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x---(5)考慮俯仰和偏航通道對滾轉通道的氣動耦合效應時，滾轉力矩包括有：①穩定力矩耦合項②方向舵和升降舵產生的操縱力矩耦合項③飛行器繞Oy1軸和Oz1軸產生的阻尼力矩耦合項結合式（5），滾動力矩表示為：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾z---(6)式（6）中，滾轉通道自身的力矩項有：俯仰和偏航通道對滾轉通道耦合的氣動力矩項為：綜合上述三通道的力矩系數表達式，飛行器氣動力矩耦合模型表征形式為：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾zMy=Myββ+Myδyδy+Myω‾y&o...

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：周軍，林鵬，朱多賓，周敏，耿克達，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：發明
國別省市：