一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法技术

本发明专利技术公开了一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，步骤：建立吸气式高超声速无人机的气动力矩模型；求取气动力矩之间的气动耦合矩阵；利用对角优势矩阵理论确定可忽略与不可忽略气动耦合的界限；建立吸气式高超声速无人机五自由度姿态运动模型，利用后向可达集的思想，结合水平集的求解方法对吸气式高超声速无人机的飞行安全区域进行求解；将气动耦合界限作为约束，对飞行安全区域中的状态点进行筛选，符合条件的状态点构成飞行协调区域。通过本发明专利技术得到的协调区域，该区域内无人机姿态三通道之间的气动耦合较小，变量之间基本协调，对保证无人机的安全协调飞行有着重要的意义。

A coordinated region analysis method for inspiratory hypersonic UAV

【技术实现步骤摘要】
一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法
本专利技术属于高超声速无人机领域，特别涉及了一种高超声速无人机协调区域分析方法。
技术介绍
吸气式高超声速无人机因其极高的军事应用价值，成为各国技术发展的重点。同时，由于无人机在高超声速飞行时，复杂的气动特性使其通道之间存在耦合，并在飞行过程中不断累积，影响飞行安全。因此，开展高超声速无人机耦合的研究，对其飞行协调的区域进行限定对保证飞行安全具有重要的意义。近年来，关于高超声速无人机耦合方面的研究越来越多。ZhenWubin，针对高超声速飞行器的纵向动力学模型做出了相应的耦合分析，并基于求解的耦合关系设计了滑模控制器。在飞行器众多耦合中由气动力与气动力矩引起的气动交叉耦合最为明显，针对气动耦合的研究也已经取得很多成果。LinYang等人对大迎角导弹控制系统进行深入研究，从气动参数和稳定裕度出发，论述了气动耦合大迎角导弹控制系统的稳定性会产生不利影响，指出解耦的必要性。Wangbin利用单变量控制系统理论的方法，对于气动耦合的解耦条件进行限定，实现飞行器气动耦合模型的解耦。ZhangKeke对“十”字形布局飞行器进行了详细的气动耦合进行分析，并采用BP神经网络对其进行耦合补偿，达到良好的控制效果。可见，针对高超声速无人机耦合方面的研究成果显著，这都为后续的研究提供了重要依据。然而，这些研究成果都存在着一定的缺陷，对飞行器气动交联耦合的分析工作更是少之又少，且缺少定量的分析。同时也没有一个确定的协调区域的概念，不利于高超声速飞行的飞行安全。专利技术内容为了解决上述
技术介绍
提到的技术问题，本专利技术提出了一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法。为了实现上述技术目的，本专利技术的技术方案为：一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，包括以下步骤：(1)建立吸气式高超声速无人机的气动力矩模型；(2)对气动力矩之间的气动耦合进行定量的分析，求取气动力矩之间的气动耦合矩阵；(3)基于步骤(2)中的气动耦合矩阵，利用对角优势矩阵理论确定可忽略与不可忽略气动耦合的界限，为之后的协调区域的划分奠定基础；(4)建立吸气式高超声速无人机五自由度姿态运动模型，利用后向可达集的思想，结合水平集的求解方法对吸气式高超声速无人机的飞行安全区域进行求解；(5)将步骤(3)中的气动耦合界限作为约束，对步骤(4)中的飞行安全区域中的状态点进行筛选，符合条件的状态点即构成飞行协调区域。进一步地，在步骤(1)中，吸气式高超声速无人机的气动力矩模型如下：上式中，l为滚转力矩，m为俯仰力矩，n为偏航力矩；为飞行动压；S为无人机机翼的参考面积；Cl为滚转力矩系数；Cm为俯仰力矩系数；Cn为偏航力矩系数。进一步地，所述力矩系数Cl、Cm、Cn的形式如下：上式中，β为侧滑角；V代表飞行速度；b为机翼的翼展长度；c为平均气动弦长；p,q,r分别表示无人机的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；δe,δa,δr分别表示飞行器左、右升降副翼舵和方向舵；Cl,β为基本滚转力矩系数；Cm,α为基本俯仰力矩系数；Cn,β为基本偏航力矩系数；分别表示左、右升降副翼舵和方向舵引起的滚转力矩增量系数；Cl,q,Cl,r分别表示由俯仰角速率与偏航角速率导致的滚转力矩增量系数；分别表示由左、右升降副翼舵和方向舵导致的俯仰力矩增量系数；Cm,q是由俯仰角速率引起的俯仰力矩增量系数；分别表示由左、右升降副翼舵和方向舵引起的偏航力矩增量系数；Cn,q,Cn,r分别表示由俯仰角速率和偏航角速率引起的偏航增量系数。进一步地，在步骤(2)中，所述气动耦合矩阵如下：上式中，为姿态角耦合度矩阵，为姿态角速率耦合度矩阵，为等效舵面耦合度矩阵；F描述的是吸气式高超声速飞行器的气动力矩系数模型；Ω＝[α,β,μ]T表示无人机飞行的姿态角，α,β,μ分别表示飞行迎角、侧滑角和滚转角；ω＝[p,q,r]T表示无人机姿态角速率，p,q,r分别表示滚转角速率、俯仰角速率与偏航角速率；为三通道的等效舵面，δγ,δψ分别为俯仰舵、偏航舵和滚转舵；上标T表示转置。进一步地，在步骤(3)中，对步骤(2)得到的气动耦合矩阵进行主对角元素优势处理，具体步骤如下：(3-1)对姿态角耦合度矩阵中的每个元素都除以对应行的主对角元素：上式中，为处理后的矩阵中的第i行第j列的元素，aij为处理前的矩阵中的第i行第j列的元素，aii为对应行的主对角元素；处理后得到矩阵同理，对姿态角速率耦合度矩阵和等效舵面耦合度矩阵按照上述方法进行处理，得到矩阵和(3-2)定义耦合强弱的界限ki：上式中，ki表示矩阵第i行的非对角元素之和，将ki≤1的耦合视为可忽略的气动耦合，ki＞1的耦合视为不可忽略的气动耦合；同理，矩阵和矩阵按照上述方法定义其每一行的ki；(3-3)取一飞行状态，保持飞行高度不变，仅改变迎角与飞行速度，分别研究矩阵中ki的变化。进一步地，在步骤(4)中，所述吸气式高超声速无人机五自由度姿态运动模型：上式中，α为迎角；β为侧滑角；p为滚转角速率；q为俯仰角速率；r为偏航角速率；V是无人机飞行速度；M为无人机质量；L为升力；Y为侧力；l为滚转力矩；m为俯仰力矩；n为偏航力矩；Ixx为机体轴x方向的转动惯量；Iyy机体轴y方向的转动惯量；Iyy为机体轴z方向的转动惯量；上方一点表示微分。进一步地，在步骤(4)中，吸气式高超声速无人机的飞行安全区域的求解过程如下：(4-1)取一平衡状态，以俯仰舵为控制变量，利用连续算法求取吸气式高超声速无人机关于迎角α和侧滑角β的平衡面；(4-2)取一平衡状态，保持偏航舵与滚转舵不变，仅改变俯仰舵的偏转角，研究(4-1)中得到的平衡面上迎角与俯仰舵的关系；(4-3)取一平衡状态，保持偏航舵与滚转舵不变，仅改变俯仰舵的偏转角，研究(4-1)中得到的平衡面上侧滑角与俯仰舵的关系；(4-4)根据(4-1)求得的平衡面作为目标集，利用水平集思想对后向可达集求取，将此后向可达集作为吸气式高超声速无人机的飞行安全区域。进一步地，在步骤(5)中，对于步骤(4)求出的飞行安全区域，利用步骤(3)中得到的可忽略与不可忽略气动耦合的界限进行筛选，将不可忽略气动耦合的状态点剔除，剩余的状态点满足气动耦合要求，这些状态点即构成了飞行器的飞行协调区域。采用上述技术方案带来的有益效果：(1)本专利技术所提出的利用对角优势理论的气动耦合矩阵处理方法，比以往的耦合分析方法更具动态性和整体性，可以反应出通道之间的整体耦合，而不局限于某些变量之间的耦合，更具有实际应用价值；(2)本专利技术将后向可达集与气动耦合的约束相结合，求取高超声速无人机的协调区域既满足飞行的稳定性又保证了协调性，从多方面保证了飞行本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，其特征在于，包括以下步骤：/n(1)建立吸气式高超声速无人机的气动力矩模型；/n(2)对气动力矩之间的气动耦合进行定量的分析，求取气动力矩之间的气动耦合矩阵；/n(3)基于步骤(2)中的气动耦合矩阵，利用对角优势矩阵理论确定可忽略与不可忽略气动耦合的界限，为之后的协调区域的划分奠定基础；/n(4)建立吸气式高超声速无人机五自由度姿态运动模型，利用后向可达集的思想，结合水平集的求解方法对吸气式高超声速无人机的飞行安全区域进行求解；/n(5)将步骤(3)中的气动耦合界限作为约束，对步骤(4)中的飞行安全区域中的状态点进行筛选，符合条件的状态点构成飞行协调区域。/n

【技术特征摘要】
1.一种吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)建立吸气式高超声速无人机的气动力矩模型；
(2)对气动力矩之间的气动耦合进行定量的分析，求取气动力矩之间的气动耦合矩阵；
(3)基于步骤(2)中的气动耦合矩阵，利用对角优势矩阵理论确定可忽略与不可忽略气动耦合的界限，为之后的协调区域的划分奠定基础；
(4)建立吸气式高超声速无人机五自由度姿态运动模型，利用后向可达集的思想，结合水平集的求解方法对吸气式高超声速无人机的飞行安全区域进行求解；
(5)将步骤(3)中的气动耦合界限作为约束，对步骤(4)中的飞行安全区域中的状态点进行筛选，符合条件的状态点构成飞行协调区域。


2.根据权利要求1所述吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，其特征在于，在步骤(1)中，吸气式高超声速无人机的气动力矩模型如下：









上式中，l为滚转力矩，m为俯仰力矩，n为偏航力矩；为飞行动压；S为无人机机翼的参考面积；Cl为滚转力矩系数；Cm为俯仰力矩系数；Cn为偏航力矩系数。


3.根据权利要求1所述吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，其特征在于，所述力矩系数Cl、Cm、Cn的形式如下：









上式中，β为侧滑角；V代表飞行速度；b为机翼的翼展长度；c为平均气动弦长；p,q,r分别表示无人机的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；δe,δa,δr分别表示飞行器左、右升降副翼舵和方向舵；Cl,β为基本滚转力矩系数；Cm,α为基本俯仰力矩系数；Cn,β为基本偏航力矩系数；分别表示左、右升降副翼舵和方向舵引起的滚转力矩增量系数；Cl,q,Cl,r分别表示由俯仰角速率与偏航角速率导致的滚转力矩增量系数；分别表示由左、右升降副翼舵和方向舵导致的俯仰力矩增量系数；Cm,q是由俯仰角速率引起的俯仰力矩增量系数；分别表示由左、右升降副翼舵和方向舵引起的偏航力矩增量系数；Cn,q,Cn,r分别表示由俯仰角速率和偏航角速率引起的偏航增量系数。


4.根据权利要求1所述吸气式高超声速无人机协调区域分析方法，其特征在于，在步骤(2)中，所述气动耦合矩阵如下：









上式中，为姿态角耦合度矩阵，为姿态角速率耦合度矩阵，为等效舵面耦合度矩阵；F描述的是吸气式高超声速飞行器的气动力矩系数模型；Ω＝[α,β,μ]T表示无人机飞行的姿态角，α,β,μ分别表示飞行迎角、侧滑角和滚转角；ω＝[p,q,r]T表示无人机姿态角速率，p,q,r分别表示滚转角速率、俯仰角速率与偏航角速率；为三通道的等效舵面，δγ,δψ分别为俯仰舵、偏航舵和滚...

【专利技术属性】
技术研发人员：王玉惠，侯思远，陈谋，吴庆宪，沈艺，徐超，李云鑫，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32