CN114200829B - 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法 - Google Patents

一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114200829B
CN114200829B CN202111317847.9A CN202111317847A CN114200829B CN 114200829 B CN114200829 B CN 114200829B CN 202111317847 A CN202111317847 A CN 202111317847A CN 114200829 B CN114200829 B CN 114200829B
Authority
CN
China
Prior art keywords
target
thrust
engine
speed
cruising
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111317847.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114200829A (zh
Inventor
凡永华
董敏周
李宏君
邱少华
冯晓强
郭晓雯
陈凯
樊朋飞
于云峰
许红羊
李光熙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University, Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202111317847.9A priority Critical patent/CN114200829B/zh
Publication of CN114200829A publication Critical patent/CN114200829A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114200829B publication Critical patent/CN114200829B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

本发明提出一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法，目的是在于提供一种采用推力不可连续调节的液体火箭发动机为动力的大机动靶标，在巡航剖面内的高精度伪闭环速度控制方法。该方法首先通过大机动靶标的数学模型对剖面的巡航阻力进行预测；之后根据预测的阻力Dyc，设计了3种推力组合的策略；由于发动机推力建立及下降均有响应时间，为了确保巡航速度的高精度控制，设计了发动机开关机的门限修正值。飞行试验结果证明了该方法的有效性。

Description

一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法
技术领域
本发明涉及一种超音速大机动靶标的速度控制方法，特别涉及一种采用推力不可连续调节的液体火箭发动机为动力的超音速大机动靶标，在巡航过程中基于伪闭环的高精度速度控制方法。
背景技术
云雀超音速大机动靶标是西北工业大学与西安航天动力研究所联合研制的一款高性能靶标，旨在模拟F-22、F-35等国外的四、五代战斗机的运动特性，为我国的导弹武器系统研制、定型、鉴定以及飞行员的战术战法训练提供高性能的空中目标。该靶标能够在8～14km的大范围空域内，实现0.8～1.6Ma宽速域包线内的巡航飞行，同时能够在全包线范围内实现不小于6g的稳定大过载机动。为了达到模拟第四代战斗机超音速巡航及机动飞行的能力，在靶标研制阶段航空发动机无法满足设计要求，这使得大机动靶标在动力系统选型方面仅能够采用液体火箭发动机作为动力。
然而，液体火箭发动机的特点是在飞行过程中，推力大小不能够实现连续调节，云雀大机动靶标共有两台液体火箭发动机，每台液体火箭发动机有3个档位，分别为600/1000/1200N以及2000/2500/2800N，两台发动机的档位需在发射前设置好，发射后无法更改，两台发动机推力档位的组合可覆盖全飞行包线内任意剖面。由于四代机在巡航飞行时速度稳定可控，因此为了逼真的模拟四代机的飞行性能，对大机动靶标飞行速度的控制精度有很高的要求，需要控制在高精度范围内。因此如何保证大机动靶标巡航时在推力不可连续调节的工况下实现对速度的高精度控制是大机动靶标研制的一项关键技术。
发明内容
本发明针对推力不可连续调节的靶标的速度控制问题，提出了一种基于巡航阻力预测的高精度伪闭环速度控制方法，在任务开始之前首先根据本次任务对巡航速度的精度要求，设置巡航速度控制上下门限MaPoff、MaPon，同时基于预测的巡航剖面的阻力确定两台发动机的档位组合P1、P2，以及巡航发动机组合策略，并在地面将所选的档位设置好。发射后，当靶标飞行至任务剖面且满足巡航发动机开机条件后，按照巡航发动机组合策略打开相应发动机，当速度超过巡航速度上限MaPoff时，关闭发动机，之后速度减小，当速度低于巡航速度下限MaPon时，打开发动机。由于发动机的推力建立时间不同，为提高控制精度，对发动机的实际开关机门限值进行修正Ma′Poff、Ma′Pon。
本发明的技术构思为：基于任务的速度控制精度要求为大机动靶标设置巡航段的速度控制门限，为靶标巡航段设计发动机组合策略，考虑发动机推力建立时间，对速度控制门限进行修正，通过控制相应发动机按照门限开机或关机，实现靶标巡航段高精度速度控制。
本发明为一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法，包括以下步骤：
步骤1：建立靶标模型，预测剖面阻力
选定任务剖面Hc,Mac之后，首先计算出该剖面的平衡攻角αb，
Figure BDA0003344204050000021
上式中，q为靶标动压，
Figure BDA0003344204050000022
ρ(Hc)为大气密度，是高度的函数，Hc为靶标巡航高度；VW为靶标的对风速度，VW＝MaWVv(Hc)，MaW为靶标的对风马赫数，
Figure BDA0003344204050000031
Mac为靶标巡航时相对地的马赫数，Mawind为靶标巡航高度Hc下的风场马赫数，Vv(Hc)为靶标巡航剖面的音速。g＝9.8，s为靶标的参考面积，/>
Figure BDA0003344204050000032
为升力对攻角的偏导，α为靶标的攻角。
取β＝0，预测任务剖面巡航时的阻力Dyc的表达式为：
Dyc＝qsCD(MaW,αb,β) (2)
式中，q为靶标动压，s为靶标的参考面积，CD为靶标的气动阻力系数，MaW为靶标的对风马赫数，αb为靶标的平衡攻角，β为靶标的侧滑角，此处令β＝0。
步骤2：设计推力组合策略
大机动靶标CD包含2台液体火箭发动机，定义小推力发动机为P1，大推力发动机为P2，P1包含3档推力，分别为600/1000/1200N，P2包含3档推力，分别为2000/2500/2800N。设计大机动靶标仅做巡航任务时的推力组合策略为以下3种：
(1)策略1：巡航开1台P1
若预测巡航阻力Dyc<1200N，则巡航仅开1台P1发动机，所选P1发动机的推力档位满足T1c＞Dyc；
(3)策略2：巡航开P1和P2，P1为主巡航发动机
若预测巡航阻力1200N≤Dyc<2000N，则巡航需同时打开P1和P2，P1为主巡航发动机，巡航时持续开机，选择档位T1c＝1200N，P2选择档位T2c＝2800N；
(3)策略3：巡航开P1和P2，P2为主巡航发动机
若预测巡航阻力2000N≤Dyc<4000N，则巡航需同时打开P1和P2，P2为主巡航发动机，选择满足T1c+T2c＞Dyc的最小档位T1c,T2c。
步骤3：设计速度伪闭环控制策略
首先，根据当前任务剖面对于速度控制精度σMa的要求，设置巡航速度控制上下门限MaPoff、MaPon，其中MaPoff＝Mac+σMa，MaPon＝Mac-σMa。
由于大机动靶标的发动机P1及P2的推力大小是不可连续调节的，因此根据步骤2的推力组合策略设计靶标的速度伪闭环控制策略为：
(1)策略1：推力组合策略1
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束。
(2)策略2：推力组合策略2
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P2发动机，P1发动机仍保持开机状态；P2发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P2发动机；依次类推直至巡航任务结束。
(3)策略3：推力组合策略3
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机，P2发动机仍保持开机状态；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束。
步骤4：建立推力开/关机模型，修正速度伪闭环控制策略门限
(1)推力开机模型
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力开机模型为：
Figure BDA0003344204050000051
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的响应时间，表示从接到推力开机的指令到电磁阀打开的时间，τOij为各推力对应的建立时间，这里i表示发动机序号,i＝1,2，j表示推力档位序号,j＝1,2,3，如T1c1为第1台发动机的第1个推力档位即TC11＝600N。
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从关闭到打开，该段时间内推力大小为0；τFij+τOij时间内，发动机推力从0逐渐增大至理论推力，在此区间内靶标的速度变化趋势是先减小，t时刻当靶标Tij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐增大。因此，若发动机在下门限MaPon时开机，在推力建立过程中靶标的巡航速度将小于MaPon。综上所述，为了提高巡航速度的控制精度，对开机门限值进行如下修正：
Ma′Pon＝MaPon-δMon (4)
上式中δMon为速度控制上限的修正量，计算方法如下：
Figure BDA0003344204050000052
上式中，tm时刻的推力Tij(tm)＝Dyc，τFij＜tm＜τFij+τOij。
(2)推力关机模型
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力关机模型为：
Figure BDA0003344204050000061
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的关闭响应时间，与电磁阀打开响应时间一致，τCij为各推力从100％下降至0时间，这里i表示发动机序号，j表示推力档位序号，如TCij为第1台发动机的第1个推力档位即T1c1＝600N。
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从打开到关闭，该段时间内推力大小为理论推力Ticj；τFij+τCij时间内，发动机推力从理论推力逐渐减小至0，在此区间内靶标的速度变化趋势是先增大，t时刻当靶标TGij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐减小。因此，若发动机在上门限MaPoff时关机，在推力关闭过程中靶标的巡航速度将大于MaPoff。综上所述，为了提高巡航速度的控制精度，对关机门限值进行如下修正：
Ma′Poff＝MaPoff-δMoff (7)
上式中δMoff为速度控制下限的修正量，计算方法如下：
Figure BDA0003344204050000062
上式中，tn时刻的推力TGij(tn)＝Dyc，τFij＜tn＜τFij+τCij。
本发明的有益效果为：采用推力不可连续调节的液体火箭发动机为动力的大机动靶标，在巡航过程中基于伪闭环的高精度速度控制方法，能够实现靶标在巡航飞行的同时满足速度高精度控制的指标要求。本发明工作方式简洁可靠。
附图说明
图1是本发明的大机动靶标开环速度控制结构图。
图2是本发明的大机动靶标伪闭环速度控制结构图。
图3是本发明的大机动靶标飞行试验巡航段两台发动机指令曲线。
图4是本发明的大机动靶标飞行试验P2发动机指令及推力室室压曲线。
图5是本发明的大机动靶标的飞行试验的马赫数曲线。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，参照附图1—4对本发明做进一步说明。
所发明大机动靶标巡航任务伪闭环速度控制方法包含以下步骤：
步骤1：建立靶标模型，预测剖面阻力
选定任务剖面Hc,Mac之后，首先计算出该剖面的平衡攻角αb，
Figure BDA0003344204050000071
上式中，Hc为靶标巡航高度，Mac为靶标巡航速度，指相对地的马赫数，m为靶标的质量，g＝9.8，q为靶标动压，
Figure BDA0003344204050000072
ρ为大气密度，VW为靶标的对风速度，s为靶标的参考面积，/>
Figure BDA0003344204050000073
为升力对攻角的偏导。
取β＝0，预测任务剖面巡航时的阻力：
Dyc＝qsCD(MaW,αb,β) (10)
步骤2：设计推力组合策略
大机动靶标的包含2台液体火箭发动机，定义小推力发动机为P1，大推力发动机为P2，P1包含3档推力，分别为600/1000/1200N，P2包含3档推力，分别为2000/2500/2800N。设计大机动靶标仅做巡航任务时的推力组合策略为以下3种：
(1)策略1：巡航开1台P1
若预测巡航阻力Dyc<1200N，则巡航仅开1台P1发动机，所选P1发动机的推力档位满足T1c＞Dyc；
(3)策略2：巡航开P1和P2，P1为主巡航发动机
若预测巡航阻力1200N≤Dyc<2000N，则巡航需同时打开P1和P2，P1为主巡航发动机，巡航时持续开机，选择档位T1c＝1200N，P2选择档位T2c＝2800N；
(3)策略3：巡航开P1和P2，P2为主巡航发动机
若预测巡航阻力2000N≤Dyc<4000N，则巡航需同时打开P1和P2，P2为主巡航发动机，选择满足T1c+T2c＞Dyc的最小档位T1c,T2c。
步骤3：设计速度伪闭环控制策略
首先，根据当前任务剖面对于速度控制精度σMa的要求，设置巡航速度控制上下门限MaPoff、MaPon，其中MaPoff＝Mac+σMa，MaPon＝Mac-σMa。
由于大机动靶标的发动机P1及P2的推力大小是不可连续调节的，因此根据步骤2的推力组合策略设计靶标的速度伪闭环控制策略为：
(1)策略1：推力组合策略1
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束。
(2)策略2：推力组合策略2
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，依次打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P2发动机，P1发动机仍保持开机状态；P2发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P2发动机；依次类推直至巡航任务结束。
(3)策略3：推力组合策略3
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，依次打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机，P2发动机仍保持开机状态；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束。
步骤4：建立推力开/关机模型，修正速度伪闭环控制策略门限
(1)推力开机模型
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力开机模型为：
Figure BDA0003344204050000091
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的响应时间，表示从接到推力开机的指令到电磁阀打开的时间，τOij为各推力对应的建立时间，这里i表示发动机序号,i＝1,2，j表示推力档位序号,j＝1,2,3，如T1c1为第1台发动机的第1个推力档位即TC11＝600N。
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从关闭到打开，该段时间内推力大小为0；τFij+τOij时间内，发动机推力从0逐渐增大至理论推力，在此区间内靶标的速度变化趋势是先减小，t时刻当靶标Tij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐增大。因此，若发动机在下门限MaPon时开机，在推力建立过程中靶标的巡航速度将小于MaPon。综上所述，为了提高巡航速度的控制精度，对开机门限值进行如下修正：
Ma′Pon＝MaPon-δMon (12)
上式中δMon为速度控制上限的修正量，计算方法如下：
Figure BDA0003344204050000101
上式中，tm时刻的推力Tij(tm)＝Dyc，τFij＜tm＜τFij+τOij。
(2)推力关机模型
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力关机模型为：
Figure BDA0003344204050000102
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的关闭响应时间，与电磁阀打开响应时间一致，τCij为各推力从100％下降至0时间，这里i表示发动机序号，j表示推力档位序号，如TCij为第1台发动机的第1个推力档位即T1c1＝600N。
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从打开到关闭，该段时间内推力大小为理论推力Ticj；τFij+τCij时间内，发动机推力从理论推力逐渐减小至0，在此区间内靶标的速度变化趋势是先增大，t时刻当靶标TGij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐减小。因此，若发动机在上门限MaPoff时关机，在推力关闭过程中靶标的巡航速度将大于MaPoff。综上所述，为了提高巡航速度的控制精度，对关机门限值进行如下修正：
Ma′Poff＝MaPoff-δMoff (15)
上式中δMoff为速度控制下限的修正量，计算方法如下：
Figure BDA0003344204050000111
上式中，tn时刻的推力TGij(tn)＝Dyc，τFij＜tn＜τFij+τCij。
该方法经过飞行试验的验证。对于实施例，本发明所设计方法的参数选取为：Hc＝9000,Mac＝1.2,σMa＝0.05,建模得到靶标的预测阻力Dyc＝2200N；因此选择策略(2)，档位选择1200N+2800N的推力组合，因此相关参数选取为：τF23＝0.04s，τO23＝120ms，τC23＝100ms，TC23＝2800N，由此计算出Ma′Pon＝1.153，Ma′Poff＝1.248。
大机动靶标两台发动机指令曲线如图3所示，P2发动机的指令及推力室室压曲线如图4所示，马赫数曲线如图5所示。从图3中可以看出，在28.14s飞行器满足发动机开机条件，P1发动机打开，之后当速度下降至下限时P2发动机开机，之后速度增加至上限时P2发动机关机，图4中可以看出飞行试验中P2发动机的电磁阀响应时间为40ms，室压建立时间为110ms，室压的下降时间为80ms，与预示一致性较好，图5可以看出马赫数的变化范围在1.1503～1.2498Ma，与期望值偏差不超过0.0003Ma，精度较高，由结果可以看出，该方法有效，具有较高的工程价值。

Claims (2)

1.一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：建立靶标模型，预测剖面阻力；
步骤2：设计推力组合策略；
大机动靶标CD包含2台液体火箭发动机，定义小推力发动机为P1，大推力发动机为P2，P1包含3档推力，分别为600/1000/1200N，P2包含3档推力，分别为2000/2500/2800N；
步骤3：设计速度伪闭环控制策略；
根据当前任务剖面对于速度控制精度σMa的要求，设置巡航速度控制上下门限MaPoff、MaPon，其中MaPoff＝Mac+σMa，MaPon＝Mac-σMa；
步骤4：建立推力开/关机模型，修正速度伪闭环控制策略门限；
在步骤1中，选定任务剖面Hc,Mac之后，首先计算出该剖面的平衡攻角αb，
Figure FDA0004042814060000011
上式中，q为靶标动压，
Figure FDA0004042814060000012
ρ(Hc)为大气密度，是高度的函数，Hc为靶标巡航高度；VW为靶标的对风速度，VW＝MaWVv(Hc)，MaW为靶标的对风马赫数，
Figure FDA0004042814060000013
Mac为靶标巡航时相对地的马赫数，Mawind为靶标巡航高度Hc下的风场马赫数，Vv(Hc)为靶标巡航剖面的音速；g＝9.8，s为靶标的参考面积，/>
Figure FDA0004042814060000014
为升力对攻角的偏导，α为靶标的攻角；
取β＝0，预测任务剖面巡航时的阻力Dyc的表达式为：
Dyc＝qsCD(MaW,αb,β)(2)
式中，q为靶标动压，s为靶标的参考面积，CD为靶标的气动阻力系数，MaW为靶标的对风马赫数，αb为靶标的平衡攻角，β为靶标的侧滑角，此处令β＝0；
在步骤2中，设计大机动靶标仅做巡航任务时的推力组合策略为以下3种：
策略1：巡航开1台P1
若预测巡航阻力Dyc<1200N，则巡航仅开1台P1发动机，所选P1发动机的推力档位满足T1c＞Dyc；
策略2：巡航开P1和P2，P1为主巡航发动机
若预测巡航阻力1200N≤Dyc<2000N，则巡航需同时打开P1和P2，P1为主巡航发动机，巡航时持续开机，选择档位T1c＝1200N，P2选择档位T2c＝2800N；
策略3：巡航开P1和P2，P2为主巡航发动机
若预测巡航阻力2000N≤Dyc<4000N，则巡航需同时打开P1和P2，P2为主巡航发动机，选择满足T1c+T2c＞Dyc的最小档位T1c,T2c；
在步骤3中，由于大机动靶标的发动机P1及P2的推力大小是不可连续调节的，因此根据步骤2的推力组合策略设计靶标的速度伪闭环控制策略为：
策略1：推力组合策略1
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束；
策略2：推力组合策略2
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P2发动机，P1发动机仍保持开机状态；P2发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P2发动机；依次类推直至巡航任务结束；
策略3：推力组合策略3
靶标进入剖面后满足发动机开机条件时，打开P1、P2发动机，判断靶标当前巡航速度，当其大于上门限MaPoff时，关闭P1发动机，P2发动机仍保持开机状态；P1发动机关机后靶标速度逐渐减小，当小于下门限MaPon时，打开P1发动机；依次类推直至巡航任务结束；
在步骤4中，推力开机模型为：
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力开机模型为：
Figure FDA0004042814060000031
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的响应时间，表示从接到推力开机的指令到电磁阀打开的时间，τOij为各推力对应的建立时间，这里i表示发动机序号,i＝1,2，j表示推力档位序号,j＝1,2,3，如T1c1为第1台发动机的第1个推力档位即TC11＝600N；
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从关闭到打开，该段时间内推力大小为0；τFij+τOij时间内，发动机推力从0逐渐增大至理论推力，在此区间内靶标的速度变化趋势是先减小，t时刻当靶标Tij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐增大；因此，若发动机在下门限MaPon时开机，在推力建立过程中靶标的巡航速度将小于MaPon；为了提高巡航速度的控制精度，对开机门限值进行如下修正：
Ma′Pon＝MaPon-δMon(4)
上式中δMon为速度控制上限的修正量，计算方法如下：
Figure FDA0004042814060000041
上式中，tm时刻的推力Tij(tm)＝Dyc，τFij＜tm＜τFij+τOij；
在步骤4中，推力关机模型为：
通过动力系统的热试车试验，统计得到靶标2台推力发动机共计6个推力档位的推力关机模型为：
Figure FDA0004042814060000042
上式中，TCij为理论推力，τFij为电磁阀的关闭响应时间，与电磁阀打开响应时间一致，τCij为各推力从100％下降至0时间，这里i表示发动机序号，j表示推力档位序号，如TCij为第1台发动机的第1个推力档位即T1c1＝600N；
由上式可以看出，在发动机开机后的τFij时间内，电磁阀从打开到关闭，该段时间内推力大小为理论推力Ticj；τFij+τCij时间内，发动机推力从理论推力逐渐减小至0，在此区间内靶标的速度变化趋势是先增大，t时刻当靶标TGij(t)等于当前时刻的阻力Db时，靶标的速度开始逐渐减小；因此，若发动机在上门限MaPoff时关机，在推力关闭过程中靶标的巡航速度将大于MaPoff；为了提高巡航速度的控制精度，对关机门限值进行如下修正：
Ma′Poff＝MaPoff-δMoff(7)
上式中δMoff为速度控制下限的修正量，计算方法如下：
Figure FDA0004042814060000051
上式中，tn时刻的推力TGij(tn)＝Dyc，τFij＜tn＜τFij+τCij。
2.根据权利要求1所述的一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法，其特征在于：参数选取为：Hc＝9000,Mac＝1.2,σMa＝0.05,建模得到靶标的预测阻力Dyc＝2200N；因此选择策略(2)，档位选择1200N+2800N的推力组合，因此相关参数选取为：
τF23＝0.04s，τO23＝120ms，τC23＝100ms，TC23＝2800N，由此计算出Ma′Pon＝1.153，Ma′Poff＝1.248。
CN202111317847.9A 2021-11-09 2021-11-09 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法 Active CN114200829B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111317847.9A CN114200829B (zh) 2021-11-09 2021-11-09 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111317847.9A CN114200829B (zh) 2021-11-09 2021-11-09 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114200829A CN114200829A (zh) 2022-03-18
CN114200829B true CN114200829B (zh) 2023-06-23

Family

ID=80647179

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111317847.9A Active CN114200829B (zh) 2021-11-09 2021-11-09 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114200829B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116974303B (zh) * 2023-09-22 2024-01-09 北京星河动力装备科技有限公司 靶标的滚转控制方法、装置及靶标

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ITRM20110651A1 (it) * 2010-12-20 2012-06-21 Selex Sistemi Integrati Spa Metodo di previsione rapida del profilo verticale della traiettoria per la gestione del traffico aereo, e relativo sistema atm.
CN107817816B (zh) * 2017-11-20 2020-11-20 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种使热环境最优的飞行器飞行攻角的确定方法
CN208444201U (zh) * 2018-06-11 2019-01-29 中国科学院工程热物理研究所 超音速无人机超视距通讯和安全控制系统
CN109240335B (zh) * 2018-10-29 2021-09-07 北京控制工程研究所 一种空天飞行器进场着陆制导方法
US11257382B2 (en) * 2018-11-28 2022-02-22 The Boeing Company System and method for optimizing a cruise vertical profile subject to a time-of-arrival constraint
CN110490379B (zh) * 2019-08-13 2021-11-23 山东建筑大学 基于mcmc的办公室人员用能行为预测方法及系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
某型靶标液体火箭动力参数优化;柳长安;李宏君;吴书山;;火箭推进(05);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114200829A (zh) 2022-03-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109506517B (zh) 一种带约束的中制导弹道优化方法
CN114200829B (zh) 一种超音速大机动靶标基于伪闭环的高精度速度控制方法
CN114200827B (zh) 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法
CN111506113A (zh) 飞行器制导指令计算方法、侧滑角计算方法及制导方法
CN112231835A (zh) 综合推力性能和偏转效率的矢量喷管出口面积优化方法
CN114200828B (zh) 一种超音速大机动靶标持续大过载防失速方法
CN116301028B (zh) 基于吸气式高超声速平台的多约束在线飞行轨迹规划中段导引方法
Anderson et al. Design of an air to air interceptor using genetic algorithms
CN116331510A (zh) 基于固体火箭发动机助推飞行器的速度约束分离方法
CN113901645A (zh) 一种应用于近程超声速巡航弹的定高飞行技术
CN115217635A (zh) 一种涡扇发动机全包线自适应加速控制方法
CN113277113A (zh) 一种新型低成本多级靶标布局设计
Atesoglu et al. High-alpha flight maneuverability enhancement of a fighter aircraft using thrust-vectoring control
Bates et al. Integrated flight and propulsion control system design using H/sup/spl infin//loop-shaping techniques
Smith et al. Optimizing aircraft performance with adaptive, integrated flight/propulsion control
Dong et al. Maneuvering Strategy and Own Aircraft Movement Prediction in Trial Input Method----Low Angle of Attack
CN116401852A (zh) 一种迅捷弹箭的动力学建模与姿态控制方法
Dalle et al. Flight mechanics of ram-scram transition
CN116753788B (zh) 一种基于线性自抗扰的敏捷转弯复合控制方法
Ma et al. Study on Dynamic Pressure Control of Air-Breathing Hypersonic Vehicle
Tan et al. Fuzzy Modeling and Control of Longitudinal Channel of F16 Aircraft at a Fixed Speed
Halswijk Online dynamic flight optimisation applied to guidance of a variable-flow ducted rocket
Zhao et al. Dynamic pressure-based rocket PID parameters adaptive adjustment method and application
Chai et al. Re-entry Dynamics and Control of Pivot Wing Fly Back Boosters
CN104155984B (zh) 飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant