CN108958038A - 一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，包括:确定马赫数作为参数调整的基础变量；选择马赫数作为控制参数分档调整依据；根据马赫数选择相应的特征点，结合飞行器基本气动特性，设计控制参数，拟合出马赫数与控制参数的变化规律，获得控制参数随马赫数变化的计算公式；分析飞行器动力系数与动压的对应关系，在步骤三的基础上进一步拟合包线内动压与控制参数的变化规律，获得随动压和马赫数变化的计算公式；考虑典型温度下弹性模态频率随时间变化规律，选择最低的模态频率状态作为设计状态进行滤波器设计，滤波器中心频率随时间不断变化，保持与弹性模态变化规律一致，提高系统在不同飞行状态下的稳定性和对高频振动的抑制能力。

Description

一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法
技术领域
本发明涉及战术武器飞行控制领域，具体涉及采用固体火箭发动机的助推飞行器稳定控制系统参数调整方法，以提高飞行器对推力离散特性的适应能力和飞行控制品质。
背景技术
飞行器推力源自发动机内燃料燃烧，外部环境温度对燃料的燃烧快慢有影响，除了速度的差异外，还导致高低温状态下飞行器质量、质心、转动惯量等总体参数的变化呈现出明显的差异。在不同的温度状态下，上述参数随时间变化的离散性强，因此根据时间变量进行控制参数调整的方法对环境温度引起的推力离散特性的适应能力较差，影响整个飞行阶段的控制品质。
发明内容
为解决飞行器推力离散特性带来的一系列问题，寻找与发动机推力、质量、质心、转动惯量等总体参数相关性较强的物理量，作为飞行器控制参数调整的依据，从一定程度上规避推力离散特性带来的影响，并提供一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法实现过载稳定控制。
为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
步骤一：确定马赫数作为参数调整的基础变量；
步骤二：选择马赫数作为控制参数分档调整依据
步骤三：根据马赫数选择相应的特征点，结合飞行器基本气动特性，利用控制理论的知识，设计控制参数，拟合出马赫数与控制参数的变化规律，获得控制参数随马赫数变化的计算公式；
步骤四：分析飞行器动力系数与动压的对应关系，在步骤三的基础上进一步拟合包线内动压与控制参数的变化规律，获得随动压和马赫数变化的计算公式；
步骤五：整个飞行包线内飞行器并不是纯粹的刚体，飞行过程中容易出现弹性振型，考虑典型温度下弹性模态频率随时间变化规律，选择最低的模态频率状态作为设计状态进行滤波器设计，滤波器中心频率随时间不断变化，保持与弹性模态变化规律一致，提高系统在不同飞行状态下的稳定性和对高频振动的抑制能力。
进一步，根据发动机工作温度包络内的推力变化曲线，计算典型温度状态(常温、高温、低温)下的理论弹道，分析飞行器推力、质量、转动惯量等总体参数随时间和随马赫数的变化规律，分析结果表明总体参数随马赫数的一致性明显优于前者，选择马赫数作为调参依据，物理意义更明确。选择常温状态作为额定设计状态。
进一步，飞行器飞行包线大，不同速度、高度下的气动特性差异明显，根据不同马赫数区间内的气动特性，在步骤一的基础上对飞行马赫数进行分档。根据弹上捷联导航系统计算得到的马赫数作为控制参数计算的基本输入，对输入马赫数进行限幅处理，并根据马赫数的大小对飞行阶段进行划分；
进一步，所述步骤五中典型温度包括常温、高温、低温。
本发明的优点包括：分析不同状态下飞行器总体参数变化规律以及飞行包线内的气动特性，以马赫数为依据进行分档，物理概念清晰；控制参数设计过程中选择马赫数和动压作为参数调整的基础变量，以适应推力离散特性；为抑制飞行过程中弹性振动影响，根据弹性模态变化规律，有针对性地设计滤波器，提高飞行控制系统稳定性和全包线内的飞行控制品质。
附图说明
图1为本发明所提供的俯仰(偏航)通道过载稳定控制回路结构示意图。
图2为本发明实施例中不同温度状态下质量的变化曲线。
具体实施方式
下文中，结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。
获取发动机工作的温度包络内3种状态下的推力曲线，分别为常温工作状态、高温上限工作状态和低温下限工作状态。
按照设计好的制导律，分别计算3种发动机工作状态下的理论弹道，标记为常温弹道、高温弹道和低温弹道，每条计算得到的弹道数据中都应反映飞行高度、马赫数、攻角、动压、质量、转动惯量等数据在飞行过程中的变化情况。
对比常温、高温、低温三组弹道中质量随马赫数变化的对应关系，如果其离散性在±5％以内，以常温弹道作为额定设计状态，如图2所示。
对马赫数和动压进行限幅保护，上下限依据飞行包络的实际情况决定，在本例中，马赫数限制在0.5Ma～4Ma范围，动压限制在0～300kPa范围。
按照马赫数选择特征点，针对每个特征点分别设计控制参数，控制参数的表达式如式(1)，形成如表1所示控制参数表，控制参数根据马赫数按照表1线性插值得到。
f(aij，bij)＝(aij×Ma+bij)/q(1)
其中，Ma为飞行中实时的马赫数，q为飞行中实时的动压。
表1特征点上的控制参数表
0.5Ma 1Ma 2Ma 3Ma 4Ma
kd f(a11，b11) f(a12，b12) f(a13，b13) f(a14，b14) f(a15，b15)
kp f(a21，b21) f(a22，b22) f(a23，b23) f(a24，b24) f(a25，b25)
ki f(a31，b31) f(a32，b32) f(a33，b33) f(a34，b34) f(a35，b35)
以上为针对刚体的控制律设计，对于弹性体控制，计算常温、高温、低温下模态频率随时间的变化规律，以频率最低的状态作为设计状态，本例中以低温状态为额定状态，根据弹性模态随时间变化的规律设计陷波滤波器，滤波器的表达式如式(2)，通过调整滤波器时间常数使滤波器中心频率的变化与弹性模态频率变化一致，并实时调整参数使滤波器具备一定的滤波深度和滤波宽度，抑制弹性模态变化带来的影响。
其中T1、T2分别为滤波时间常数；ζ1、ζ2为结构滤波器阻尼系数。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (5)

1.一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：确定马赫数作为参数调整的基础变量；
步骤二：选择马赫数作为控制参数分档调整依据；
步骤三：根据马赫数选择相应的特征点，结合飞行器基本气动特性，设计控制参数，拟合出马赫数与控制参数的变化规律，获得控制参数随马赫数变化的计算公式；
步骤四：分析飞行器动力系数与动压的对应关系，在步骤三的基础上进一步拟合包线内动压与控制参数的变化规律，获得随动压和马赫数变化的计算公式；
步骤五：考虑典型温度下弹性模态频率随时间变化规律，选择最低的模态频率状态作为设计状态进行滤波器设计，滤波器中心频率随时间不断变化，保持与弹性模态变化规律一致，提高系统在不同飞行状态下的稳定性和对高频振动的抑制能力。
2.根据权利要求1所述的一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，其特征在于，所述步骤一中：根据发动机工作温度包络内的推力变化曲线，计算典型温度状态下的飞行轨迹，分析飞行器总体参数随时间和随马赫数的变化规律，选择常温状态作为额定设计状态。
3.根据权利要求2所述的一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，其特征在于，所述典型温度包括常温、高温、低温；所述总体参数包括：推力、质量、转动惯量。
4.根据权利要求1所述的一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，其特征在于，所述步骤二中飞行器飞行包线大，不同速度、高度下的气动特性差异明显，根据不同马赫数区间内的气动特性，在步骤一的基础上对飞行马赫数进行分档；根据弹上捷联导航系统计算得到的马赫数作为控制参数计算的基本输入，对输入马赫数进行限幅处理，并根据马赫数的大小对飞行阶段进行划分。
5.根据权利要求1所述的一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法，其特征在于，所述步骤五中典型温度包括常温、高温、低温。
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