CN115795687A - 一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法 - Google Patents
一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明属于高超声速飞行器制导控制系统技术领域，具体涉及一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，从而有效的通过限制过载指令来间接可靠地限制角速度变化范围，在不更改控制器结构的基础上，通过更改限幅方式实现角速度自适应限幅，有效保证了吸气式高超声速飞行器飞行过程中角速度变化需求。该角速度限幅自适应设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类要求角速度限幅的吸气式高超声速飞行器制导控制系统设计中。
Description
技术领域
本发明属于高超声速飞行器制导控制系统技术领域，具体涉及一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法。该方法可通用于要求角速度变化变化范围的吸气式高超声速飞行器制导控制系统设计中。
背景技术
吸气式高超声速飞行器在其发动机点火过程及其发动机工作期间对飞行姿态变化限制严格，整个飞行过程中控制系统需要对飞行器的姿态进行精确控制。传统的控制器仅仅能够通过限制指令的最大值，从而间接限制飞行中攻角的最大值，但是并未能限制姿态变化过程中角速度幅值。传统控制器应用于吸气式高超飞行器中可能会存在姿态变化过快的问题，从而影响发动机的正常工作，导致飞行异常。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：为解决传统控制器在吸气式高超声速飞行器飞行过程中无法有效限制角速度变化率的问题，需对飞行器控制器设计方法进行改进研究，如何提供一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，所述方法包括如下步骤：
步骤1：过载指令生成；
步骤2：计算过载指令对应法向力系数；
步骤3：计算攻角指令；
步骤4：攻角指令自适应限幅；
步骤5：计算限幅后的过载指令。
其中，所述步骤1中，进行过载指令生成；
Hc(kT),H(kT)分别表示高度指令与惯导所给出的当前高度，kT表示弹载计算机的当前时间，T表示弹载计算机的计算周期。为了表示方便，后文将Hc(kT),H(kT)简化为Hc(k),H(k)；计算高度指令与实际高度的偏差ΔH(k)；
ΔH(k)＝Hc(k)-H(k)
根据高度指令与实际高度的偏差，生成高超声速飞行器过载指令nyc1(k)。；
其中，
为高度指令与实际高度偏差的微分值，Kp为比例项控制参数，Kd为微分项控制参数。
其中，所述步骤2中，计算过载指令对应法向力系数；
将过载指令nyc1(k)转化为法向力系数，转化关系如下：
其中：CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
其中，所述步骤3中，计算攻角指令；
高超声速飞行器的气动数据里包含了不同攻角α和不同马赫数Ma下的法向力系数，将过载指令对应法向力系数指令结合当前飞行的马赫数，即可从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令αc1(k)；
αc1(k)＝interp(CN,Ma(k),CNc(k))
其中：interp为插值函数，其计算公式描述略去。CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
其中，所述步骤4中，攻角指令自适应限幅；
根据得到的攻角指令与上一周期攻角指令进行对比，得到攻角指令变化量dαc1(k)；
dαc1(k)＝αc1(k)-αc(k-1)
将角速度限幅当做攻角变化率限幅，将角速度限幅乘以弹载计算机的计算周期即可得到下一周期攻角变化的最大变化量，与攻角指令变化量dαc1(k)进行对比，选取其中较小的量即为下一周期攻角变化的变化量，与上一周期攻角指令进行叠加，即可实现攻角指令自适应限幅；
αc(k)＝αc(k-1)+min(dαc1(k),dwz(k)*T)，
其中：αc(k-1)为一周期攻角指令，dwz(k)为角速度限幅值。
其中，所述步骤5中，计算限幅后的过载指令；
控制系统的控制量为过载，需要将攻角转化为过载，通过控制过载间接实现对角速度的控制，转化关系如下：
其中，所述方法由高度偏差生成过载指令，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现对吸气式高超声速飞行器实时过载的精确自适应限幅，进而有效限制角速度变化范围。
其中，所述方法将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现角速度自适应限幅。
其中，所述方法用于解决传统控制器在吸气式高超声速飞行器飞行过程中无法有效限制角速度变化率的问题。
其中，所述方法将角速度限幅引入过载指令限幅中；首先利用高度偏差生成过载指令，然后结合马赫、全弹法向力系数、动压、参考面积、质量特性将过载指令转化为攻角指令，根据期望的角速度变化范围，计算攻角指令允许的变化范围，对攻角指令进行限幅，最后再次通过过载与攻角的对应关系，将限幅后的攻角指令转化为过载指令引入控制器，实现飞行过程中对角速度变化的自适应精确约束。
(三)有益效果
针对现有技术问题，本发明将角速度限幅引入过载指令限幅中。首先利用高度偏差生成过载指令，然后结合马赫、全弹法向力系数、动压、参考面积、质量特性将过载指令转化为攻角指令，根据期望的角速度变化范围，计算攻角指令允许的变化范围，对攻角指令进行限幅，最后再次通过过载与攻角的对应关系，将限幅后的攻角指令转化为过载指令引入控制器，实现飞行过程中对角速度变化的自适应精确约束。该控制器设计方法结构通用，工程实践能力强。
与现有技术相比较，本发明方法已应用于国内某吸气式高超声速飞行器项目研制中，设计的角速度自适应限幅器在保证高超声速飞行器在发动机工作期间角速度变化范围在所给的角速度约束内的基础上，并实现高度的稳定快速跟踪。该方法具有广阔的军事应用前景。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
为了解决上述技术问题，本发明提供一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，为了有效精确地通过限制过载间接实现角速度限制，在自适应过载限幅器设计中引入了新的修正策略；
所述方法包括如下步骤：
步骤1：过载指令生成；
步骤2：计算过载指令对应法向力系数；
步骤3：计算攻角指令；
步骤4：攻角指令自适应限幅；
步骤5：计算限幅后的过载指令。
其中，所述步骤1中，进行过载指令生成；
Hc(kT),H(kT)分别表示高度指令与惯导所给出的当前高度，kT表示弹载计算机的当前时间，T表示弹载计算机的计算周期。为了表示方便，后文将Hc(kT),H(kT)简化为Hc(k),H(k)；计算高度指令与实际高度的偏差ΔH(k)；
ΔH(k)＝Hc(k)-H(k)
根据高度指令与实际高度的偏差，生成高超声速飞行器过载指令nyc1(k)。；
其中，
为高度指令与实际高度偏差的微分值，Kp为比例项控制参数，Kd为微分项控制参数。
其中，所述步骤2中，计算过载指令对应法向力系数；
将过载指令nyc1(k)转化为法向力系数，转化关系如下：
其中：CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
其中，所述步骤3中，计算攻角指令；
高超声速飞行器的气动数据里包含了不同攻角α和不同马赫数Ma下的法向力系数，将过载指令对应法向力系数指令结合当前飞行的马赫数，即可从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令αc1(k)；
αc1(k)＝interp(CN,Ma(k),CNc(k))
其中：interp为插值函数，其计算公式描述略去。CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
其中，所述步骤4中，攻角指令自适应限幅；
根据得到的攻角指令与上一周期攻角指令进行对比，得到攻角指令变化量dαc1(k)；
dαc1(k)＝αc1(k)-αc(k-1)
将角速度限幅当做攻角变化率限幅，将角速度限幅乘以弹载计算机的计算周期即可得到下一周期攻角变化的最大变化量，与攻角指令变化量dαc1(k)进行对比，选取其中较小的量即为下一周期攻角变化的变化量，与上一周期攻角指令进行叠加，即可实现攻角指令自适应限幅；
αc(k)＝αc(k-1)+min(dαc1(k),dwz(k)*T)，
其中：αc(k-1)为一周期攻角指令，dwz(k)为角速度限幅值。
其中，所述步骤5中，计算限幅后的过载指令；
控制系统的控制量为过载，需要将攻角转化为过载，通过控制过载间接实现对角速度的控制，转化关系如下：
其中，所述方法由高度偏差生成过载指令，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现对吸气式高超声速飞行器实时过载的精确自适应限幅，进而有效限制角速度变化范围。
其中，所述方法将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现角速度自适应限幅。
其中，所述方法用于解决传统控制器在吸气式高超声速飞行器飞行过程中无法有效限制角速度变化率的问题。
其中，所述方法将角速度限幅引入过载指令限幅中；首先利用高度偏差生成过载指令，然后结合马赫、全弹法向力系数、动压、参考面积、质量特性将过载指令转化为攻角指令，根据期望的角速度变化范围，计算攻角指令允许的变化范围，对攻角指令进行限幅，最后再次通过过载与攻角的对应关系，将限幅后的攻角指令转化为过载指令引入控制器，实现飞行过程中对角速度变化的自适应精确约束。
实施例1
结合某高超声速飞行器系统算例对本发明做进一步描述。高超声速飞行器以9.5°初始弹道倾角飞行，工作海拔18700m，工作速度1400m/s，需爬升至巡航高度进行定高巡航。飞行器前2s进行点火准备，2s后发动机点火工作，发动机工作前5s角速度变化≤0.5°/s，5s后角速度变化≤1.5°/s，
步骤一，过载指令生成
弹载计算机的计算周期T为4ms。高度指令Hc为时间的一维插值数表；比例项控制参数Kp选取为0.1，微分项控制参数Kd选取为0.6。高超声速飞行器过载指令nyc1(k)为：
步骤二，计算过载指令对应法向力系数
将过载指令nyc1(k)转化为法向力系数，转化关系如下：
q为实时动压，火箭质量m为500kg。
步骤三，计算攻角指令
将飞行器的气动数据里不同攻角α＝[-5 0 5 10]和不同马赫数Mac＝[4 5 6]下法向力系数，数值如下：
利用气动数据分别计算法向力系数在Mac＝[4 5 6]下对应的攻角αc4，αc5，αc6，
αc4＝interp1(CN1,α,CNc)
αc5＝interp1(CN2,α,CNc)
αc6＝interp1(CN3,α,CNc)
其中CN1,CN2,CN3分别代表法向力系数CN第一行元素，第二行元素和第三行元素。
再根据当前飞行马赫数插值得到攻角指令αc1(k)
αc1(k)＝interp1([αc4αc5αc6],[4 5 6],Ma)
步骤四，攻角指令自适应限幅
由于发动机工作前5s角速度变化≤0.5°/s，5s后角速度变化≤1.5°/s，故角速度限幅为时间的一维数表，即
dwz(k)＝interp1([0 5 5.1 1000],[0.5 0.5 1.5 1.5],t)
根据得到的攻角指令与上一周期攻角指令进行对比，得到攻角指令变化量dαc1(k)。
dαc1(k)＝αc1(k)-αc(k-1)
攻角指令自适应限幅为：
αc(k)＝αc(k-1)+min(dαc1(k),dwz(k)*T)，
步骤五，计算限幅后的过载指令
控制系统的控制量为过载，需要将攻角转化为过载，通过控制过载间接实现对角速度的控制，转化关系如下：
仿真中在飞行器爬升巡航飞行过程中分别采用本发明的角速度限幅自适应设计方法与控制器，对两者性能进行比较，经过数字仿真。由仿真结果可知：本算例飞行器在飞行过程中均可稳定跟踪高度指令，实现巡航，本发明控制器可实时准确对角速度进行自适应修正，不超出安全范围，保证了发动机的正常工作，实现了飞行器的稳定飞行。
本发明属于高超声速飞行器制导控制系统技术领域，具体涉及一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，从而有效的通过限制过载指令来间接可靠地限制角速度变化范围，在不更改控制器结构的基础上，通过更改限幅方式实现角速度自适应限幅，有效保证了吸气式高超声速飞行器飞行过程中角速度变化需求。
本发明针对吸气式高超声速飞行器在飞行过程中对角速度变化约束严格的问题，首先利用高度偏差生成过载指令，然后通过过载与攻角的对应关系，将过载指令转化为攻角指令，根据期望的角速度变化范围，计算攻角指令允许的变化范围，对攻角指令进行限幅，最后再次通过过载与攻角的对应关系，将限幅后的攻角指令转化为过载指令引入控制器，实现飞行过程中对角速度变化的约束。该角速度限幅自适应设计方法结构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于各类要求角速度限幅的吸气式高超声速飞行器制导控制系统设计中。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤1：过载指令生成；
步骤2：计算过载指令对应法向力系数；
步骤3：计算攻角指令；
步骤4：攻角指令自适应限幅；
步骤5：计算限幅后的过载指令。
2.如权利要求1所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述步骤1中，进行过载指令生成；
Hc(kT),H(kT)分别表示高度指令与惯导所给出的当前高度，kT表示弹载计算机的当前时间，T表示弹载计算机的计算周期。为了表示方便，后文将Hc(kT),H(kT)简化为Hc(k),H(k)；计算高度指令与实际高度的偏差ΔH(k)；
ΔH(k)＝Hc(k)-H(k)
根据高度指令与实际高度的偏差，生成高超声速飞行器过载指令nyc1(k)。；
其中，
为高度指令与实际高度偏差的微分值，Kp为比例项控制参数，Kd为微分项控制参数。
3.如权利要求2所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述步骤2中，计算过载指令对应法向力系数；
将过载指令nyc1(k)转化为法向力系数，转化关系如下：
其中：CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
4.如权利要求3所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述步骤3中，计算攻角指令；
高超声速飞行器的气动数据里包含了不同攻角α和不同马赫数Ma下的法向力系数，将过载指令对应法向力系数指令结合当前飞行的马赫数，即可从气动数据里插值得到法向力系数指令对应的攻角指令αc1(k)；
αc1(k)＝interp(CN,Ma(k),CNc(k))
其中：interp为插值函数，其计算公式描述略去。CNc(k)是过载指令对应法向力系数，q(k)是动压，S是飞行器参考面积，m是飞行器质量。
5.如权利要求4所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述步骤4中，攻角指令自适应限幅；
根据得到的攻角指令与上一周期攻角指令进行对比，得到攻角指令变化量dαc1(k)；
dαc1(k)＝αc1(k)-αc(k-1)
将角速度限幅当做攻角变化率限幅，将角速度限幅乘以弹载计算机的计算周期即可得到下一周期攻角变化的最大变化量，与攻角指令变化量dαc1(k)进行对比，选取其中较小的量即为下一周期攻角变化的变化量，与上一周期攻角指令进行叠加，即可实现攻角指令自适应限幅；
αc(k)＝αc(k-1)+min(dαc1(k),dwz(k)*T)，
其中：αc(k-1)为一周期攻角指令，dwz(k)为角速度限幅值。
6.如权利要求5所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述步骤5中，计算限幅后的过载指令；
控制系统的控制量为过载，需要将攻角转化为过载，通过控制过载间接实现对角速度的控制，转化关系如下：
7.如权利要求6所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述方法由高度偏差生成过载指令，通过引入过载指令与攻角指令的对应关系，将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现对吸气式高超声速飞行器实时过载的精确自适应限幅，进而有效限制角速度变化范围。
8.如权利要求7所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述方法将角速度限幅转化为攻角指令限幅，进而转化为过载指令限幅，实现角速度自适应限幅。
9.如权利要求7所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述方法用于解决传统控制器在吸气式高超声速飞行器飞行过程中无法有效限制角速度变化率的问题。
10.如权利要求7所述的吸气式高超声速飞行器角速度限幅自适应设计方法，其特征在于，所述方法将角速度限幅引入过载指令限幅中；首先利用高度偏差生成过载指令，然后结合马赫、全弹法向力系数、动压、参考面积、质量特性将过载指令转化为攻角指令，根据期望的角速度变化范围，计算攻角指令允许的变化范围，对攻角指令进行限幅，最后再次通过过载与攻角的对应关系，将限幅后的攻角指令转化为过载指令引入控制器，实现飞行过程中对角速度变化的自适应精确约束。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117234070A (zh) * | 2023-11-13 | 2023-12-15 | 西安现代控制技术研究所 | 一种基于角度控制指令的btt分配方法 |
| CN117707205A (zh) * | 2024-02-05 | 2024-03-15 | 湖南云箭科技有限公司 | 制导飞行器速度控制方法及系统 |
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2022
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Cited By (4)
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|---|---|---|---|---|
| CN117234070A (zh) * | 2023-11-13 | 2023-12-15 | 西安现代控制技术研究所 | 一种基于角度控制指令的btt分配方法 |
| CN117234070B (zh) * | 2023-11-13 | 2024-03-19 | 西安现代控制技术研究所 | 一种基于角度控制指令的btt分配方法 |
| CN117707205A (zh) * | 2024-02-05 | 2024-03-15 | 湖南云箭科技有限公司 | 制导飞行器速度控制方法及系统 |
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