一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法技术方案

本发明专利技术公开了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪。本发明专利技术的控制算法更清晰，控制精度更精确，能够将所有扰动通过时间延时观测器来观测。

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法
本专利技术涉及航空航天自动化的
，尤其涉及一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法。
技术介绍
当飞行器的飞行速度达到高超声速时(马赫数大于5)，飞行器表面会与气流产生剧烈摩擦，并产生大量的热能，导致飞行器的壁面温度急剧升高，这就是所说的气动加热过程，过高的飞行器表面温度，不仅会影响飞行器正常运行状态，而且对机身结构安全和内部电子设备稳定也带来了一定的威胁，因此需要良好的热防护设计来避免飞行器结构或内部设备在飞行环境条件下失效；考虑到经济和飞行器速度等方面的原因，并不能在飞行器表面都用同一种材料，需要精确的对不同的受热区域进行分析，采用不同的隔热材料，这就需要通过飞行器的地面环境试验暴露存在的问题，用以改进选择合适的壁面材料。地面热环境试验主要有风洞试验和非接触辐射热试验，过高马赫数的风洞设计难度大、模拟和测量的精确度不高、造价高昂、存在干扰，而非接触辐射热试验中石英灯作为辐射热元件具有热惯性小、寿命长、温度高、使用安全等特点；现如今石英灯为加热元件的辐射热试验大多是基于无需系统数学模型来设计控制器，完全凭经验公式，缺乏系统性分析，在提高控制精度和决策速度之间相互矛盾，无法达到实时控制，普遍存在控制精度不高、抗干扰能力差等问题，无法保证系统可以稳定跟踪期望温度的要求。
技术实现思路
本部分的目的在于概述本专利技术的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本申请的说明书摘要和专利技术名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和专利技术名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本专利技术的范围。鉴于上述现有存在的问题，提出了本专利技术。因此，本专利技术提供了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，能够解决常规控制算法完全凭经验获得规则及隶属函数问题、现有控制方法无法达到实时控制及鲁棒性差的问题。为解决上述技术问题，本专利技术提供如下技术方案：包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统包括，非接触辐射加热器、电功率调节装置和量热传感器；所述非接触辐射加热器为石英灯加热器，所述电功率调节装置为双向晶闸管，所述量热传感器为热电偶传感器。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，设置所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统作用在所述非接触辐射加热器上的电能全部用于加热，则根据所述能量守恒定律建立其输入输出能量守恒等式的表达式为：W＝Q其中，W是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入的电能，Q是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输出的电热能。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，在所述交流调压电路中，定义所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中电功率调节装置的输出电压U的表达式为:其中，U为输出电压即非接触辐射加热器两端电压，UI为输入电压即电源两端电压，α为双向晶闸管的导通角。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，根据焦耳定律，计算所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入电能W的表达式，如下，其中，P为电功率，R为非接触辐射加热器的电阻之和，Δt为通电的时间即非接触辐射加热器的工作时间；将所述输出电压U代入非接触辐射加热器输入电能W中，如下，获得电能W和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，若所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统忽略粘性耗散生成的热量和传热过程中的热膨胀，则根据热力学的内能做工和传热学三种传热模式，建立所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的输出电热能Q，如下，Q＝cm(T1-T0)+A(β(T1-T0)+λ(T1-T0)+εσFT14Δt)其中，等式右边分别为用于非接触辐射加热器自身消耗的内能、对流换热过程中损失的热能、热传导过程中损失的热能、热辐射效应输出的热能，c、m、T1、T0、A、ε、Δt分别为非接触辐射加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、黑度系数、工作时间，β、λ、σ、F分别为对流换热系数、导热系数、斯蒂芬-玻尔兹曼常数、角系数，由此得到所述电热能Q和当前温度T1之间的数学关系。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，将所述非接触辐射加热器输入电能W和所述输出电热能Q导入所述输入输出能量守恒等式中，如下，获得所述当前温度T1和所述双向晶闸管的导通角α之间的数学关系，使得iPID控制器能够跟踪目标温度，所述当前温度T1作为可测量变量和所述导通角α为可控制变量。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，当被控对象模型是单输入单输出系统时，则将所述被控对象模型转化为无模型控制的超局部模型，如下，y(n)＝G+χu(t)其中，y(n)表示为输出量y对时间t的n阶导数，n一般取1或者2，u表示为输入量，G表示为所有未知扰动的集合，既包含了外界扰动和系统内部非线性扰动，χ表示为非物理意义的可调参数。作为本专利技术所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：还包括，利用所述超局部模型将所述输入输出能量守恒等式两边除以Δt并进行移项处理，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型：其中，为T1对时间Δt的导数，α分别对应所述超局部模型中的y(n)、u，而sin2α给系统带来的是周期性的震动，并没有对系统整体的收敛产生影响，含有sin2α的项可以看作输入扰动，AεσFT14可以看作系统的高阶输出扰动，因此可以看作既包含输入扰动又包含输出扰动的全部扰动之和，对应于超局部模型的G，G可以通过时间延时观测器来观测；根据所述超局部模型，定义时间延迟观测器，如下，其中,为扰动G的观测值，ν为延时的时间间隔，所述时间延时观测器是通过时间间隔，用上一时刻的状态量近似代替当前时刻的状态量，从而实现对未知状态量的在线估计本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，/n根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；/n基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；/n利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；/n联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；/n对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪。/n

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，
根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；
基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；
利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；
联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；
对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪。


2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统包括，非接触辐射加热器、电功率调节装置和量热传感器；
所述非接触辐射加热器为石英灯加热器，所述电功率调节装置为双向晶闸管，所述量热传感器为热电偶传感器。


3.根据权利要求2所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，
设置所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统作用在所述非接触辐射加热器上的电能全部用于加热，则根据所述能量守恒定律建立其输入输出能量守恒等式的表达式为：
W＝Q
其中，W是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入的电能，Q是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输出的电热能。


4.根据权利要求1～3任一所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，
在所述交流调压电路中，定义所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中电功率调节装置的输出电压U的表达式为:



其中，U为输出电压即非接触辐射加热器两端电压，UI为输入电压即电源两端电压，α为双向晶闸管的导通角。


5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，
根据焦耳定律，计算所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入电能W的表达式，如下，



其中，P为电功率，R为非接触辐射加热器的电阻之和，Δt为通电的时间即非接触辐射加热器的工作时间；
将所述输出电压U代入非接触辐射加热器输入电能W中，如下，



获得电能W和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系。


6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，
若所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统忽略粘性耗散生成的热量和传热过程中的热膨胀，则根据热力学的内能做工和传热学三种传热模式，建立所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的输出电热能Q，如下，
Q＝cm(T1-T0)+A(β(T1-T0)+λ(T1-T0)+εσFT14Δt)
其中，等式右边分别为用于非接触辐射加热器自身消耗的内能、对流换热过程中损...

【专利技术属性】
技术研发人员：张广明，吕筱东，高鹏，柏志青，扈凯，杨路，
申请(专利权)人：南京工业大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32