基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法，通过测量高超声速飞行器的飞行速度，与期望速度进行比较形成误差，然后将发动机加速分为快加速、慢加速与匀速或减速三个阶段。在上述三个阶段，设计不同的增益自适应供油规律与非线性供油规律组成的复合供油规律，尤其是在均速获减速阶段引入半积分测量，解决飞行器由于惯性导致的减速精准控制困难的问题，从而实现了对期望速度的精准跟踪。本发明专利技术提供的基于半积分的方法，解决了匀速巡航段速度超调量大的问题，而且由于积分的引入，速度控制的精度也较高。同时本发明专利技术仅需测量速度，而不像传统PID控制需测量速度的导数，因此该方法具有很高的工程实用价值。

Design method of fuel supply law for hypersonic engine based on half integral and gain adaptive

The invention discloses a hypersonic engine fuel supply law design method based on adaptive and semi integral gain, by measuring the hypersonic flight speed, compare the form error and the desired speed and engine speed is accelerated, slow acceleration or deceleration and speed in three stages. In the three stage, the composite oil law composition design of different gain adaptive oil law and nonlinear oil law, especially in the average rate for the deceleration phase of introducing semi integral measurement, solve the aircraft due to the slowdown in inertia leads to the precise control of difficult problems, so as to realize the accurate tracking of the desired speed. The half integral method provided by this invention solves the problem of large speed overshoot in uniform speed cruising section, and the speed control accuracy is also high due to the introduction of integral. At the same time, the invention only needs to measure the speed, rather than the derivative of the traditional PID control, which needs to measure the speed, so this method has high practical value.

【技术实现步骤摘要】
基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法
本专利技术属于控制
，尤其涉及一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法。
技术介绍
高超声速飞行器是指速度大于5马赫的飞行器，由于其潜在的军事与科技价值，目前在世界范围内引起了强国的密切关注。我国在近十年来也展开了重点项目研究，其难度与意义不亚于登月计划。目前高超声速控制的难度之一在于发动机，而发动机的设计难度除了集中于推力生成外，其供油与速度控制也面临着新的难题。主要是高超声速飞行器与传统低速飞行器所不同的是，其发动机的效率受飞行状态的耦合影响严重，因此实现精准的速度控制，也给供油规律的设计提出了更高的要求。而且由于高速带来的大惯性，以及供油系统本身的惯性与延迟，使得采用传统PID供油规律时，在由加速转入匀速巡航阶段时，必然引起较大的速度超调。
技术实现思路
为了达到上述目的，本专利技术提供一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。本专利技术所采用的技术方案是，一种基于半积分与增益自适应的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法，按照以下步骤进行：步骤一，测量飞行器的飞行速度并根据飞行速度构建速度误差；步骤二，根据所述速度误差的大小设计第一加速段的供油规律；步骤三，根据所述速度误差的大小设计第二加速段的供油规律；步骤四，根据所述速度误差的大小设计匀速或减速段的供油规律。进一步的，所述步骤一包括：采用空速计测量飞行器的速度V，并根据所述飞行器的速度V构建速度误差eV；其中：eV＝Vd-V，Vd为飞行器的期望速度。进一步的，所述步骤二包括：令飞行器的初始速度误差为eV0，当速度误差eV＞f1eV0时，设计第一加速段的变增益非线性供油规律ψ1，其中：kv1、kv3、ε1为正的参数；f1为正参数，其选取范围为0＜f1＜1；kv2采用自适应调节规律，其中：为kv2的导数；kv2a、kv2a1、kv2a2为正参数。进一步的，所述步骤三包括：当0＜eV＜f1eV0时，设计第二加速段的变增益非线性供油规律ψ2，其中：kv12、kv32、ε12为正的参数；kv22采用自适应调节规律，其中：为kv22的导数，kv2b为正参数。进一步的，所述步骤四包括：当速度误差eV＜0时，设计速或减速段的供油规律ψ3，其中：kv13、kv33、ε13、kv4为正的参数；Se为误差半积分，其中：并且有：kv23采用自适应调节规律，其中：为kv23的导数，kv2c为正参数。本专利技术一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法，通过测量高超声速飞行器的飞行速度，与期望速度进行比较形成误差，然后将发动机加速分为快加速、慢加速与匀速或减速三个阶段。在上述三个阶段，设计不同的增益自适应供油规律与非线性供油规律组成的复合供油规律，尤其是在均速获减速阶段引入半积分测量，解决飞行器由于惯性导致的减速精准控制困难的问题，从而实现了对期望速度的精准跟踪。本专利技术提供的基于半积分的方法，解决了匀速巡航段速度超调量大的问题，而且由于积分的引入，速度控制的精度也较高。同时本专利技术仅需测量速度，而不像传统PID控制需测量速度的导数，因此该方法具有很高的工程实用价值。进一步的，本专利技术所提供的方法具有鲁棒性好，精度高，超调小的优点，从而具有很高的工程实用价值。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是本专利技术提供的一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计原理框图。图2是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2691的高超声速飞行器速度跟踪曲线。图3是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2691的发动机推力曲线。图4是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2691的飞行器阻力曲线。图5是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2491的高超声速飞行器速度跟踪曲线。图6是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2491的发动机推力曲线。图7是本专利技术实施例所提供方法的期望速度2491的飞行器阻力曲线具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术公开了一种基于半积分与增益自适应的高超声速发动机供油规律设计方法，参考图1所示，可以通过测量高超声速飞行器的飞行速度，与期望速度进行比较形成误差，然后将发动机加速分为快加速、慢加速与匀速或减速三个阶段。在上述三个阶段，设计不同的增益自适应供油规律与非线性供油规律组成的复合供油规律，尤其是在均速获减速阶段引入半积分测量，解决飞行器由于惯性导致的减速精准控制困难的问题，从而实现了对期望速度的精准跟踪。进一步的，一种基于半积分与增益自适应的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法可以包括以下步骤：步骤一：测量飞行器的飞行速度并根据飞行速度构建速度误差。采用空速计测量飞行器的速度，该速度测量值记为V，该速度测量值精度要求不高，误差运行在5％范围内。假设飞行器的期望速度为Vd，则飞行器速度的测量值与真实值之间的误差定义为eV＝Vd-V。步骤二：根据速度误差的大小设计第一加速段的供油规律假设飞行器的速度初始误差为eV0，当速度误差eV＞f1eV0时，设计第一加速段的变增益非线性供油规律ψ1，其中：kv1、kv3、ε1为正的参数；f1为正参数，其选取范围为0＜f1＜1；kv2采用自适应调节规律，其中：为kv2的导数；kv2a、kv2a1、kv2a2为正参数。步骤三：根据速度误差的大小设计第二加速段的供油规律当0＜eV＜f1eV0时，设计第二加速段的变增益非线性供油规律ψ2，其中：kv12、kv32、ε12为正的参数；kv22采用自适应调节规律，其中：为kv22的导数，kv2b为正参数。步骤四：根据速度误差的大小设计匀速或减速段的供油规律当速度误差eV＜0时，设计速或减速段的供油规律ψ3，其中：kv13、kv33、ε13、kv4为正的参数；Se为误差半积分，其中：并且有：因此，se仅在减速时起作用；kv23采用自适应调节规律，其中：其中为kv23的导数，kv2c为正参数。通过上述四步，即实现了本专利技术所提供的基于半积分的非线性变增益高超声速发动机供油规律。步骤五：发动机与飞行器加速的简化模型建立为了确保上述步骤一至步骤四中控制器的参数选取合理，可用通过计算机模拟仿真的手段进行编程，从而模拟被控对象高超声速飞行器俯仰通道的发动机加速特性，从而方便进行速度控制参数调整。在此以某一类高超声速飞行器发动机模型为例示范说明，其俯仰通道可以采用如下微分方程建模表示：其中，为飞行器的速度导数；m为飞行器质量，其选取详见后文实施案例；α为飞行器攻角，其选取详见后文实施案例；g为重力加速度，其选取详见后文实施案例；γ为飞行器弹道倾角，其选取详见后文实施案例；T为发动机推力本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于半积分与增益自适应的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法，其特征在于，按照以下步骤进行：步骤一，测量飞行器的飞行速度并根据飞行速度构建速度误差；步骤二，根据所述速度误差的大小设计第一加速段的供油规律；步骤三，根据所述速度误差的大小设计第二加速段的供油规律；步骤四，根据所述速度误差的大小设计匀速或减速段的供油规律。

【技术特征摘要】
1.一种基于半积分与增益自适应的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法，其特征在于，按照以下步骤进行：步骤一，测量飞行器的飞行速度并根据飞行速度构建速度误差；步骤二，根据所述速度误差的大小设计第一加速段的供油规律；步骤三，根据所述速度误差的大小设计第二加速段的供油规律；步骤四，根据所述速度误差的大小设计匀速或减速段的供油规律。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法，其特征在于，所述步骤一包括：采用空速计测量飞行器的速度V，并根据所述飞行器的速度V构建速度误差eV；其中：eV＝Vd-V，Vd为飞行器的期望速度。3.根据权利要求2所述的高超声速飞行器发动机供油规律设计方法，其特征在于，所述步骤二包括：令飞行器的初始速度误差为eV0，当速度误差eV＞f1eV0时，设计第一加速段的变增益非线性供油规律ψ1，其中：kv1、kv3、ε1为正的参数；f1为正参数，其选取范围为0＜f...

【专利技术属性】
技术研发人员：晋玉强，雷军委，王玲玲，王宏，杨莉莉，于进勇，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空工程学院，
类型：发明
国别省市：山东,37