CN112459906B - 基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法 - Google Patents

基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速指令频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。

Description

基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法
技术领域
本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。
背景技术
随着防空技术的进步，“防区”的范围也随之扩大，战场对有动力滑翔飞行器需求较大，各国也非常重视能够在防区外发射有动力滑翔飞行器的研发。常规无动力大翼展滑翔飞行器升阻比Kn较大(可达7－8)，其滑翔能力很强，能够实现较远的攻击范围，射程范围可达20～120km。动力增程滑翔飞行器是一种在常规无动力大翼展滑翔飞行器基础上改进加装发动机以实现防区外攻击的飞行器，增加射程，提升飞机的战场生存能力。有动力滑翔飞行器的射程能够从无动力的100km提升到300km以上。
无人机、巡航导弹、动力增程滑翔飞行器通常采用涡喷发动机发动机为其提供动力，但是由于成本原因，部分巡航导弹、动力增程滑翔飞行器采用简易控制涡喷发动机提供飞行动力。简易控制涡喷发动机的转速指令不适宜频繁快速改变。为保证飞行器能够实现长时间定速巡航，需要飞行器控制系统设计发动机转速指令。现有的发动机转速控制指令通常采用离线计算定速巡航飞行条件的方式来设置常值的开环发动机折合转速指令。但是由于离线计算采用的气动力参数、发动机推力存在不精确以及飞行过程中存在风场干扰，因此实际巡航飞行过程中飞行器的速度可能出现持续微小减速或加速。若长时间巡航飞行，飞行速度范围可能超出预先设计范围，导致飞行器飞行马赫数过小导致失速,或飞行器发飞行马赫数过大导致结构无法承受。
为了稳定动力增程滑翔飞行器巡航速度，提出一种根据在线测量飞行器轴向加速度和估计伪马赫数的发动机转速指令闭环调节控制方案。北京动力机械研究所卢彬等提出了一种微型涡喷发动机变增益转速闭环控制方法，此方法能够保证在不同来流、不同工况下发动机转速控制指标的一致性。但是此方法仅能实现发动机自身的转速闭环控制，不能实现飞行器的巡航速度控制。在舰载机自动着舰中，采用进场功率补偿器进行速度闭环控制，这种方法要求发动机具有连续转速控制能力，并且控制系统设计复杂。目前还没有相关资料提及基于发动机转速指令分段调节实现飞行器定速巡航控制的方法。
发明内容
本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航转速指令调节方法，具体实现步骤如下：
步骤一、获取巡航阶段组合导航输出的弹体系下的轴向过载Abx，侧向过载Abz，法向过载Aby，地面系下弹体俯仰角
Figure GDA0003209536680000021
滚转角γ和偏航角
Figure GDA0003209536680000022
滚转角速度ωx，东北天坐标系下三方向的速度Vx、Vy和Vz以及飞行海拔高度H。
所述组合导航系统输出的弹体系的过载Abx、Abz和Aby为除去重力以外的气动力和推力作用下的过载值。
步骤二、计算得到地面系下导弹飞行加速度Ax，计算公式如下：
Figure GDA0003209536680000023
步骤三、计算得到飞行弹道倾角θ。
Figure GDA0003209536680000024
步骤四、计算得到近似马赫数pseudoMa。具体为：
Figure GDA0003209536680000025
其中，V为合成速度、Tm为中间变量、Vs为声速。
步骤五、以标称巡航速度Ma0为基准计算获得发动机标称折合转速Ncmd0，具体为：
步骤5.1由平飞时升力与重力平衡得到平衡攻角α0为
Figure GDA0003209536680000031
其中W为飞行器所受重力，V0为巡航飞行设定空速，ρ为当前巡航高度下大气密度，S为飞行器特征面积，Cl0为零攻角升力系数，Clα为单位攻角变化引起的升力系数变化。
步骤5.2通过二维线性插值得到平衡攻角飞行下，飞行器阻力系数。
Cd＝fcd(Ma0,α0)
fcd为二维线性插值函数；
步骤5.3利用推力与阻力平衡计算得到平飞需用推力TR。
Figure GDA0003209536680000032
步骤5.4利用发动机折合转速与发动机推力之间的关系插值得到平飞标称折合转速Ncmd0。
Ncmd0＝fNcmd(TR)
fNcmd为一维线性插值函数；
步骤六、在导弹巡航段初始时刻根据导弹投放点海拔高度Ht0、设定的巡航海拔高度Hcruise和目标点海拔高度Hm，确定初始发动机转速Ncmd，具体为：
若巡航高度Hcruise大于预定巡航高度Hcruise0，那么
Ncmd＝Ncmd0-floor((Ht0-Hcruise)/M1)*k1
否则，
Ncmd＝Ncmd0-floor((Ht0-Hcruise)/M2)*k2
其中floor为取整函数，M1,M2和k1,k2为系数。
步骤七、计算得到导弹实际巡航阶段的加速度acccruise。
acccruise＝Ax-g*sin(θ)
其中g为重力常数。
步骤八、弹载计算机记录发动机转速调节时刻Ti(i＝0、1、2、，，，，)，当Ti-Ti-1大于发动机转速调节间隔时间ΔT时，判断当前飞行器巡航加速度acccruise和飞行伪马赫数pseudoMa是否满足发动机转速调节条件|acccruise|＞εa或|pseudoMa-Ma0|＞εM，其中εa与εM为预定阈值，若满足则将发动机转速调节标志位N_Cmd_adap置为1，并记录当前加速度acccruise。
步骤九、判断当前滚转角速度绝对值|ωx|是否大于预设的滚转角速度阈值ωε，若大于，将滚转标志roll_flag置为1，否则将滚转标志roll_flag置为0；
步骤十、若发动机转速调节标志位N_Cmd_adap为1且滚转标志位roll_flag为0，则根据步骤八记录的导弹飞行当前加速度以及飞行马赫数与期望飞行马赫数Mad偏差分段确定发动机转速指令，具体为：
Ncmd＝Ncmdlast-floor(acccruise*M3)*k3-floor((pseudoMa-Mad)*M4)*k4
其中，Ncmdlast为上一步转速指令，M3,M4和k3,k4为系数。
通过上述步骤的操作，即可得到动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速调节值Ncmd。实现飞行器在一定速度范围内的定速巡航。
所述组合导航系统为GPS和INS组合导航系统。
有益效果
本发明提供了一种动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速指令调节方法，通过在大周期采样时刻根据测量信息闭环调节发动机转速指令，可以将飞行器巡航速度控制在一定的范围内，并且不需要发动机具有连续转速控制能力，方法简单易行。
附图说明
图1为具体实施方式中动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速指令计算方法流程示意图；
图2为具体实施方式中动力增程滑翔飞行器全程飞行马赫数；
图3为具体实施方式中动力增程滑翔飞行器发动机转速指令调节值；
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的说明。
如图1所示，基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航转速指令调节方法，具体实现步骤如下：
步骤一、导弹的弹体参数与飞行状态参数如表1所示，根据任务确定投放点海拔高度为Ht0＝5000m,目标点海拔高度Hm＝150m，设定巡航海拔高度Hcruise＝2000m，计算得到巡航状态下平衡攻角。
Figure GDA0003209536680000051
表1弹体与飞行状态参数
参数 设定值
弹体质量m 900kg
弹体特征面积S 0.56 1m<sup>2</sup>
巡航高度下大气密度ρ 1.0067kgm<sup>3</sup>
巡航速度V<sub>0</sub> 0.7Μa
重力常数g 9.8ms<sup>2</sup>
零攻角升力系数C<sub>l0</sub> -0.126
升力系数随攻角的导数C<sub>lα</sub> 0.352
阻力系数C<sub>d</sub> 0.184
步骤二、利用推力与阻力平衡条件计算定速巡航需用推力TR。
Figure GDA0003209536680000052
步骤三、利用发动机折合转速与发动机推力之间的关系插值得到平飞标称折合转速Ncmd0。
Ncmd0＝fNcmd(TR)＝18265r/min
步骤四、飞行过程中，利用组合导航系统测量得到弹体系下的轴向过载Abx，侧向过载Abz，法向过载Aby，地面系下弹体俯仰角
Figure GDA0003209536680000053
滚转角γ和偏航角
Figure GDA0003209536680000054
滚转角速度ωx，以及东北天坐标系下各个方向的速度Vx、Vy和Vz，飞行海拔高度H。
步骤五、计算得到地面系下导弹飞行加速度Ax，计算公式如下：
Figure GDA0003209536680000061
计算得到的Ax＝0.2m/s2。
步骤六、假定导航测得的Vx＝245m/s、Vy＝-3m/s、Vz＝0.6m/s，按下式计算弹道倾角θ。
Figure GDA0003209536680000062
计算得到的θ＝-0.7°。
步骤七、计算近似马赫数pseudoMa。具体为：
Figure GDA0003209536680000063
计算得到近似马赫数pseudoMa＝0.737Ma。
步骤八、设计参数M1＝80,M2＝40和k1＝k2＝15，确定初始发动机转速Ncmd，具体为：
巡航高度Hcruise小于预定巡航高度Hcruise0＝3200，那么
Ncmd＝Ncmd0-floor((Ht0-Hcruise)/40)*15＝17590
其中floor为取整函数。
步骤九、利用下式计算导弹实际巡航阶段的加速度acccruise。
acccruise＝Ax-g*sin(θ)
得到acccruise＝0.32m/s2。
步骤十、取系数εa＝0.15、εM＝0.05，发动机转速调节间隔时间T1＝50s，弹载计算机计时，当间隔时间大于T1，判断得到当前飞行器飞行加速度|acccruise|＞0.15、飞行速度|pseudoMa-Ma0|＞0.05满足发动机转速调节条件，将发动机转速调节标志位N_Cmd_adap置为1，并记录当前加速度。
步骤十一、预设的滚转角速度阈值ωε＝0.5°/s,当前滚转角速度绝对值|ωx|小于ωε将滚转标志roll_flag置为0。
步骤十二、取系数M3＝20，M4＝40，k3＝100,k4＝150，发动机转速调节标志位N_Cmd_adap为1且滚转标志位roll_flag为0，则根据导弹飞行加速度acccruise以及飞行马赫数与期望飞行马赫数Ma0偏差确定发动机转速指令，上一次转速指令为Ncmdlast＝Ncmd0，则发动机转速调节指令如下：
Ncmd＝Ncmdlast-floor(acccruise*M3)*k3-floor((pseudoMa-Ma0)*M4)*k4
＝17590-600-150＝16840
通过上述步骤的操作，即可得到动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速调节值Ncmd。在气动力参数拉偏20％、发动机推力拉偏10％以及飞行过程中存在10m/s的风场干扰下1400s长航时巡航，飞行器可以实现在标称马赫数0.7±0.08Ma速度范围内定速巡航。实施效果如图2-3所示，由图2可知飞行马赫数保持在0.7±0.08Ma范围内，由图3可知发动机转速指令随着飞行状态变化不断闭环修正。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航转速指令调节方法，其特征在于：具体实现步骤如下：
步骤一、获取巡航阶段组合导航系统输出的弹体系下的轴向过载Abx，侧向过载Abz，法向过载Aby，地面系下弹体俯仰角
Figure FDA0003209536670000011
滚转角γ和偏航角
Figure FDA0003209536670000012
滚转角速度ωx，东北天坐标系下三方向的速度Vx、Vy和Vz以及飞行海拔高度H；
所述组合导航系统输出的弹体系的过载Abx、Abz和Aby为除去重力以外的气动力和推力作用下的过载值；
步骤二、计算得到地面系下导弹飞行加速度Ax，计算公式如下：
Figure FDA0003209536670000013
步骤三、计算得到飞行弹道倾角θ；
Figure FDA0003209536670000014
步骤四、计算得到近似马赫数pseudoMa；具体为：
Figure FDA0003209536670000015
其中，V合成速度、Tm为中间变量、Vs为声速；
步骤五、以标称巡航速度Ma0为基准计算获得发动机标称折合转速Ncmd0，具体为：
步骤5.1由平飞时升力与重力平衡得到平衡攻角α0为
Figure FDA0003209536670000016
其中W为飞行器所受重力，V0为巡航飞行设定空速，ρ为当前巡航高度下大气密度，S为飞行器特征面积，Cl0为零攻角升力系数，Clα为单位攻角变化引起的升力系数变化；
步骤5.2通过二维线性插值得到平衡攻角飞行下，飞行器阻力系数；
Cd＝fcd(Ma0,α0)
fcd为二维线性插值函数；
步骤5.3利用推力与阻力平衡计算得到平飞需用推力TR；
Figure FDA0003209536670000021
步骤5.4利用发动机折合转速与发动机推力之间的关系插值得到平飞标称折合转速Ncmd0；
Ncmd0＝fNcmd(TR)
fNcmd为一维线性插值函数；
步骤六、在导弹巡航段初始时刻根据导弹投放点海拔高度Ht0、设定的巡航海拔高度Hcruise和目标点海拔高度Hm，确定初始发动机转速Ncmd，具体为：
若巡航高度Hcruise大于预定高度Hcruise0，那么
Ncmd＝Ncmd0-floor((Ht0-Hcruise)/M1)*k1
否则，
Ncmd＝Ncmd0-floor((Ht0-Hcruise)/M2)*k2
其中floor为取整函数，M1,M2和k1,k2为系数；
步骤七、计算得到导弹实际巡航阶段的加速度acccruise；
acccruise＝Ax-g*sin(θ)
其中g为重力常数；
步骤八、弹载计算机记录发动机转速调节时刻Ti(i＝0、1、2、...)，当Ti-Ti-1大于发动机转速调节间隔时间ΔT时，判断当前飞行器巡航加速度acccruise和飞行伪马赫数pseudoMa是否满足|acccruise|＞εa或|pseudoMa-Ma0|＞εM，其中εa与εM为预设的加速度和马赫数阈值，若满足则将发动机转速调节标志位N_Cmd_adap置为1，并记录当前加速度acccruise；
步骤九、判断当前滚转角速度绝对值|ωx|是否大于预设的滚转角速度阈值ωε，若大于，将滚转标志roll_flag置为1，否则将滚转标志roll_flag置为0；
步骤十、若发动机转速调节标志位N_Cmd_adap为1且滚转标志位roll_flag为0，则根据步骤八记录的导弹当前飞行加速度以及飞行马赫数与期望飞行马赫数Mad偏差分段确定发动机转速指令，具体为：
Ncmd＝Ncmdlast-floor(acccruise*M3)*k3-floor((pseudoMa-Mad)*M4)*k4
其中，Ncmdlast为上一步转速指令，M3,M4和k3,k4为系数；
通过上述步骤的操作，即得到动力增程滑翔飞行器定速巡航涡喷发动机转速调节值Ncmd；实现飞行器在一定速度范围内的定速巡航。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述组合导航系统为GPS和INS组合导航系统。
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