一种空天飞机高空爬升纵向控制方法技术

本发明专利技术公开了一种空天飞机高空爬升纵向控制方法，步骤为：（１）按照被控对象动力学方程和高空气动特点计算速度上升曲线；（２）沿着速度上升曲线计算爬升角的跟踪曲线；（３）按照爬升角的跟踪曲线设计攻角的跟踪曲线；（４）设计俯仰角速率跟踪曲线；（５）设计攻角和俯仰角速率跟踪控制律。本发明专利技术的控制方法为跟踪曲线设计奠定了理论依据，不仅实现了协调控制的目标，而且满足俯仰角和过载限制，克服了现有飞机控制中的调参问题，降低了设计的复杂性。

Vertical control method for altitude climbing of aerospace plane

The invention discloses a high-altitude climbing space plane longitudinal control method, which comprises the following steps: (1) according to the controlled object dynamic equation and aerodynamic characteristics calculation of high speed rising curve; (2) along the speed rise curve of the tracking curve of the climbing angle; (3) according to the tracking curve design angle of attack for the tracking curve of the climbing angle; (4) the design of pitch angle rate tracking curve; (5) the design of attack angle and pitch angle rate tracking control law. The control method of the invention has laid a theoretical basis for tracking curve design, not only to achieve the coordinated control of the target, but also to meet the pitch angle and overload limit, to overcome the existing problems in the plane control parameter adjustment, reduces the complexity of the design.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属航空航天控制领域，涉及一种空天飞机在高空爬升时的纵向控制方法。
技术介绍
空天飞机的概念于20世纪80年代初提出。随着空间活动的增加，特别是载人航天的发展，一次性使用火箭、飞船和航天飞机的高额发射费用日益成为大规模开展空间活动的“瓶颈”，迫切需要一种既能像普通飞机一样起降又能往返于天地之间的经济、安全的飞行器，这就是空天飞机。它既能完成民用航空航天任务，又能执行多种军事航空航天任务，将是21世纪控制空间、争夺制天权的关键武器装备之一，是一种具有广阔发展前景的载人航天兵器，将为未来战争带来重大变革。 空天飞机由载机携带到一定高度进行投放，投放后，火箭发动机点火，空天飞机迅速拉起，进行迅速爬升，当燃油消耗完后，发动机停机，进入无动力爬升阶段，达到预定高度和轨道。在大气层内爬升飞行时，由于巨大的发动机推力，空天飞机在爬升过程中爬升迅速，飞行速度和高度急剧变化，从亚音速到高超音速，使空天飞机的气动特性产生急剧变化，空天飞机的升力特性、焦点及操纵面效率都会产生急剧变化。为了达到预定的高度，空天飞机需携带大量的燃料，这些燃料在爬升过程中快速消耗掉。因此会引起爬升过程中空天飞机的重量，重心和惯矩的急剧而大幅度的变化。这些变化会对空天飞机的操纵稳定特性和动态响应特性产生较大的影响。 对于高空爬升段空天飞机的控制律设计问题，通过对各项数据进行详细分析，可以看出爬升段设计中主要面临如下困难(1)高度和速度协调控制问题。由于巨大的发动机推力，空天飞机速度上升很快。爬升段控制目标为飞行高度超过预先制定的高度范围，飞行速度则应小于机体结构限制的最大马赫数要求。因此如何实现高度和速度协调控制是设计的一个难点。(2)长周期不可控问题。在高空高速的范围内，由于空气密度急剧减小，导致速度变量一直是快速增大的，且爬升角难以控制。即在此范围内，外环长周期不能控的问题。(3)如何针对短周期变量，设计合适的控制目标，如攻角和俯仰角速率跟踪曲线，以实现爬升段的控制，也是面临的问题之一。 从上面的分析可以看出，空天飞机高空爬升段与传统飞机控制模式是不同的，但公开发表的文献尚没有相关控制方法。因此，有必要寻找一种新的方法来完成空天飞机高空爬升控制，解决上述三个难点，即设计攻角和俯仰角速率跟踪曲线和适于工程应用的控制方法，以实现速度和高度的协调控制，并且满足俯仰角和过载限制，克服飞机控制中的调参问题，从而降低设计的复杂程度。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供了一种可协调控制性好、满足俯仰角和过载限制、可进行六自由度控制的空天飞机高空爬升纵向控制方法。 本专利技术的技术解决方案是，步骤如下 (1)按照空天飞机动力学方程和高空气动特点，确定空天飞机高空爬升速度上升曲线； (2)根据步骤(1)得到的速度上升曲线，得到爬升角γ的跟踪曲线； (3)根据步骤(2)得到的爬升角γ的跟踪曲线确定攻角α的跟踪曲线； (4)确定俯仰角速率q的跟踪曲线； (5)根据步骤(3)和(4)的结果，确定攻角α和俯仰角速率q的跟踪控制律。 所述步骤(1)中得到的空天飞机高空爬升速度上升曲线方程为 其中，V为空天飞机的爬升速度，P为空天分机受到的推力，m为空天飞机的质量，μ为地球引力常数，r为空天飞机距地心的距离，γ为空天飞机的爬升角。 所述步骤(2)中得到的爬升角γ的跟踪曲线方程为 其中，γ为空天飞机的爬升角，P为空天分机受到的推力，m为空天飞机的质量，μ为地球引力常数，r为空天飞机距地心的距离，V为空天飞机的爬升速度，a为声速。 所述步骤(3)中得到的攻角α的跟踪曲线方程为 其中，α为攻角，γ为空天飞机的爬升角。 所述步骤(4)中俯仰角速率q的跟踪曲线方程为 q＝0。 所述步骤(5)中攻角α和俯仰角速率q的跟踪控制律采用基于特征模型的全系数自适应控制方法得到，步骤为 首先分别建立攻角α和俯仰角速率q的特征模型如下 α(k+2)＝f11(k)α(k+1)+f12(k)α(k)+g1(k)u(k) q(k+2)＝f21(k)q(k+1)+f22(k)q(k)+g2(k)u(k) 式中，fi1(k)∈，i＝1，2；fi2(k)∈，i＝1，2； 然后确定gi(k)，i＝1，2的范围，使用最小二乘方法确定式中的6个参数，和 最后，利用得到的和设计全系数自适应控制律uj＝ugj+uij+udj，j＝1，2， 式中， uij(k)＝uij(k-1)-kijej(k)，j＝1，2 udj(k)＝-kdj(ej(k)-ej(k-1))，j＝1，2 l1＝0.382，l2＝0.618 e1(k)＝α(k)-αr(k)，α(k)为状态变量，αr(k)表示攻角跟踪曲线； e2(k)＝q(k)-qr(k)，q(k)为状态变量，qr(k)表示俯仰角速度跟踪曲线； kijl，j，l＝1，2，cdj，ldj，j＝1，2为需调试参数。 本专利技术与现有技术相比的优点在于 (1)本专利技术的控制方法包括跟踪曲线设计和跟踪控制方法设计两部分，充分考虑了被控对象本身的动力学特点和高空气动特性，不仅实现了协调控制的目标，而且满足俯仰角和过载限制，为进一步六自由度高空爬升控制设计提供了思路； (2)本专利技术方法通过仔细分析高空被控对象动力学方程的各项数据，明确了飞行器长周期变量高空不可控的问题，揭示了高空飞行器飞行的本质。根据被控对象自身特点得到了速度上升曲线，为空天飞机协调控制奠定了基础； (3)本专利技术方法根据空天飞机高空被控对象动力学和协调控制特点，给出了爬升角计算公式，为跟踪曲线设计奠定了理论依据； (4)本专利技术方法基于空天飞机动力学方程和飞机控制的本质特点，给出了攻角计算公式，为攻角跟踪曲线设计提供了理论依据； (5)本专利技术方法根据飞机控制本质要求，明确给出了俯仰角速率跟踪曲线，为在高空空天飞机内环控制奠定了基础； (6)本专利技术设计采用基于特征模型的全系数自适应控制方法，克服了现有自适应理论在应用中的不足，具有较强的鲁棒性和对初始参数的适应性，适于工程应用，克服了现有飞机控制中的调参问题，降低了设计的复杂性。 附图说明 图1为本专利技术方法的流程框图； 图2为本专利技术实施例中空天飞机重心的变化规律图； 图3为本专利技术实施例中空天飞机质量的变化规律图； 图4为本专利技术实施例中空天飞机惯矩的变化规律图； 图5为本专利技术实施例中依本专利技术方法所设计的速度曲线与直线上升曲线的比较示意图； 图6为本专利技术实施例中依本专利技术方法所得到的爬升角γ跟踪曲线； 图7为本专利技术实施例中依本专利技术方法所得到的攻角α跟踪曲线； 图8为采用图7的攻角α跟踪曲线得到的跟踪结果； 图9为本专利技术实施例中俯仰角速率q的跟踪结果； 图10为本专利技术实施例中的高度仿真结果； 图11为本专利技术实施例中的马赫数仿真结果； 图12为本专利技术实施例中的俯仰角仿真结果； 图13为本专利技术实施例中的爬升角仿真结果； 图14为本专利技术实施例中的控制输入仿真结果； 图15为本专利技术实施例中的过载仿真结果； 图16为本专利技术实施例中的攻角跟踪结果； 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空天飞机高空爬升纵向控制方法，其特征在于步骤如下：　（１）按照空天飞机动力学方程和高空气动特点，确定空天飞机高空爬升速度上升曲线；　（２）根据步骤（１）得到的速度上升曲线，得到爬升角γ的跟踪曲线；　（３）根据步骤（２）得到的爬升角γ的跟踪曲线确定攻角α的跟踪曲线；　（４）确定俯仰角速率ｑ的跟踪曲线；　（５）根据步骤（３）和（４）的结果，确定攻角α和俯仰角速率ｑ的跟踪控制律。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李果，孟斌，吴宏鑫，王大轶，孙承启，李智斌，倪茂林，杨俊春，谈树萍，欧阳高翔，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]