多种耦合作用下飞行器综合解耦方法技术

本发明专利技术公开了一种多种耦合作用下飞行器综合解耦方法，用于解决现有飞行器解耦方法单一的技术问题。技术方案是通过建立耦合模型，定义各耦合因素评价指标，定义各耦合因素特征，综合解耦，对飞行器的各种耦合因素进行划分与归类，提出度量各耦合特性影响程度的耦合度指标计算方法，将各耦合因素细化弱耦合与强耦合，并在综合耦合度作为主要判据将耦合项进行忽略或等效处理，从而实现了飞行器整体全量模型的综合解耦。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种，用于解决现有飞行器解耦方法单一的技术问题。技术方案是通过建立耦合模型，定义各耦合因素评价指标，定义各耦合因素特征，综合解耦，对飞行器的各种耦合因素进行划分与归类，提出度量各耦合特性影响程度的耦合度指标计算方法，将各耦合因素细化弱耦合与强耦合，并在综合耦合度作为主要判据将耦合项进行忽略或等效处理，从而实现了飞行器整体全量模型的综合解耦。【专利说明】
本专利技术涉及一种飞行器解耦方法，特别是涉及一种。
技术介绍
高超声速飞行器在追求更高飞行速度的同时也带来了不同于常规飞行器的诸多问题，如高马赫数、大空域的大包线飞行条件下飞行环境的恶劣变化，面对称气动布局下严重的气动/运动/惯量耦合作用，采用超然冲压发动机推进的吸气式推进技术及发动机推力和飞行器机体的耦合等诸多问题和技术难点。飞行器的惯量耦合、气动耦合、推力耦合等耦合特性并非单独存在，而是同时存在于飞行器整体系统中，使耦合问题变得复杂化。不同类耦合的解耦方法应用于飞行器整体系统时，可能会失效。国内外高超声速飞行器解耦方法有动态逆解耦、状态空间解耦、特征模型解耦及等效舵解耦等。如文献“导弹气动耦合分析与解耦算法研究”(雷延花，陈士橹，弹道学报，2003，15，11?16)针对飞行器偏航/俯仰通道的气动交叉耦合，把气动耦合表征为附加舵偏的形式，设计了解耦控制器。具体方法如下:(I)通过仿真得到偏航/滚转通道耦合影响较大的气动参数。(2)设计通道间的解耦控制器。这里的解耦控制器设计在舵环节上，利用这个环节将模型里的通道耦合抵消掉。这种解耦方法只单一地考虑其气动耦合项，而忽略了惯量耦合和运动耦合等其它耦合因素。
技术实现思路
为了克服现有飞行器解耦方法单一的不足，本专利技术提供一种。该方法通过建立耦合模型，定义各耦合因素评价指标，定义各耦合因素特征，综合解耦，对飞行器的各种耦合因素进行划分与归类，提出度量各耦合特性影响程度的耦合度指标计算方法，将各耦合因素细化弱耦合与强耦合，并在综合耦合度作为主要判据将耦合项进行忽略或等效处理，从而实现了飞行器整体全量模型的综合解耦。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:一种，其特点是采用以下步骤:步骤一、建立耦合模型。(I)面对称外形引起的气动耦合，飞行器俯仰/偏航/滚转三个通道之间由气动角α,β及弹体转动所产生的气动力矩项的交联耦合作用，每个通道包含操纵力矩耦合、阻尼力矩耦合和稳定力矩耦合三类气动耦合项，在小角度假设下，俯仰通道、偏航通道和滚转通道的气动力矩Mx、My、Mz近似表示偏导数形式【权利要求】1.一种，其特征在于包括以下步骤: 步骤一、建立耦合模型； (1)面对称外形引起的气动耦合，飞行器俯仰/偏航/滚转三个通道之间由气动角α、β及弹体转动所产生的气动力矩项的交联耦合作用，每个通道包含操纵力矩耦合、阻尼力矩耦合和稳定力矩耦合三类气动耦合项，在小角度假设下，俯仰通道、偏航通道和滚转通道的气动力矩Mx、My、Mz近似表示偏导数形式 【文档编号】G05B13/04GK103926837SQ201410163737【公开日】2014年7月16日 申请日期:2014年4月22日 优先权日:2014年4月22日 【专利技术者】周军, 林鹏, 董诗萌, 朱多宾, 邓涛, 王楷 申请人:西北工业大学本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种多种耦合作用下飞行器综合解耦方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、建立耦合模型；(1)面对称外形引起的气动耦合，飞行器俯仰/偏航/滚转三个通道之间由气动角α、β及弹体转动所产生的气动力矩项的交联耦合作用，每个通道包含操纵力矩耦合、阻尼力矩耦合和稳定力矩耦合三类气动耦合项，在小角度假设下，俯仰通道、偏航通道和滚转通道的气动力矩Mx、My、Mz近似表示偏导数形式Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxωx‾ωx‾+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxωy‾ωy‾+Mxωz‾ωz‾My=Myββ+Myδyδy+Myωy‾ωy‾+Myαα+Myδxδx+Myδzδz+Myωx‾ωx‾+Myωz‾ωz‾Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzωz‾ωz‾+Mzββ+Mzδyδy+Mzδxδx+Mzωx‾ωx‾+Mzωy‾ω‾y---(1)]]>式中，滚转通道中分别是Mx关于β、δx、的偏导数；是无因次导数，L为机体的特征长度，V为飞行速度，Mx0＝0；考虑俯仰和偏航通道对滚转通道的气动耦合效应时，滚转力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②方向舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Oy1轴和Oz1轴产生的阻尼力矩耦合项偏航通道中分别是My关于β、δy、的偏导数；是无因次导数，My0＝0；考虑俯仰和滚转通道对偏航通道的气动耦合效应时，偏航力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②差动舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Oz1轴和Ox1轴产生的阻尼力矩耦合项俯仰通道中分别是Mz关于α、δz、的偏导数；是无因次导数；Mz0是当时的俯仰力矩；考虑偏航和滚转通道对俯仰通道的气动耦合效应时，俯仰力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②方向舵和差动舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Ox1轴和Oy1轴产生的阻尼力矩耦合项(2)BTT飞行方式所带来的运动耦合表现为攻角α、侧滑角β和速度滚转角γv三者相互交联，三者中任意一个角度的变化都会引起其他两个角度发生变化，存在运动耦合。在BTT飞行控制方式下，ωx一般较大，姿态运动中的耦合作用较为严重。由此引起俯仰通道、偏航通道与滚转通道之间的交叉耦合，如式所示α·=ωz1-(ωx1cosα-ωy1sinα)tanβ-θ·cosψvcosγv/cosβ+ψ·VsinγV/cosββ·=ωx1sinα+ωy1cosα-θ·sinγvcosγv-ψ·vcosγvγ·v=(ωx1cosα-ωy1sinα)(tanβsinβ+cosβ)+θ·(tanβcosγvcosψv+sinψv)-ψ·vtanβsinγv---(2)]]>式中，θ、ψv为弹道倾角和航迹偏角；α、β、γv为攻角、侧滑角和速度倾侧角；ωx1、ωy1、ωz1为弹体相对弹体坐标系的质心转动角速度。(3)非轴对称体所带来的惯量耦合由飞行器质量分布不对称引起的。惯量耦合体现在飞行器的姿态动力学方程中，俯仰通道除影响的力矩项除Mx外，还增加了惯量耦合项故惯量耦合看作为扰动的力矩。在飞行器的外形结构确定下，惯量耦合项的大小取决于...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：周军，林鹏，董诗萌，朱多宾，邓涛，王楷，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61