飞行器气动强耦合解耦方法技术

本发明专利技术公开了一种飞行器气动强耦合解耦方法，用于解决现有高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法解耦效果差的技术问题。技术方案是首先建立气动力矩耦合模型，再定义气动耦合评价指标，然后定义气动耦合特征，设定气动耦合解耦条件，完成飞行器气动强耦合的解耦。由于该方法将各耦合因素合理划分与归类，实现同类耦合因素的等效，引入评价和分析气动耦评价指标——耦合度的定义。针对不同大小耦合度对飞行器特性的影响作用，将耦合作用分为强耦合和弱耦合，并分细化了气动弱耦合与强耦合下的解耦方法——耦合忽略和耦合等效转化，提高了飞行器气动强耦合的解耦效果。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行器气动解耦方法，特别是涉及一种。
技术介绍
与传统飞行器不同，高超声速飞行器飞行速度高、空域大，三通道之间存在强烈气动交叉耦合作用，其面对称、翼身融合等气动布局方式使得通道间气动耦合作用更加明显。飞行器各升力面气动力与各通道运动参数的相互交联和影响，各通道的运动姿态、姿态角及操纵机构偏转角不仅影响本通道飞行器所受到的气动力矩大小，同时对飞行器在其他通道所受到的气动力矩大小也产生耦合影响，这给控制系统的设计带来很大困难。各类公开文献针对高超声速飞行器通道间强耦合下控制系统设计方法中，对动态逆解耦控制方法研究较为深入。如文献“一种高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法”(《宇航学报》2011，5.32 (5)，1100 1107)基于奇异摄动理论提出鲁棒内环、外环解耦控制方法，其内环即采用动态逆解耦控制跟踪角速度指令。但动态逆解耦控制方法尚存在如下的问题:一是其对系统模型的精确度要求极高；二是需要在整个飞行包络内对飞行器的非线性模型进行实时解析求逆。显然，采用动态逆解耦控制方法设计出的系统鲁棒性较差，且设计过程复杂。因此，针对多变量控制系统动态逆等解耦控制方法与工程应用尚有一定的差距。而单变量控制系统的分析和设计方法已经相当成熟，主要有频率响应法和根轨迹法。基于这些方法的单变量系统控制理论，称为经典控制理论，在工程上得到了广泛的应用。同单变量系统相比，多变量系统控制复杂的多，且控制性能评价指标与工程应用尚有一定差距。经典控制理论中针对单输入-单输出系统的动态性能指标(上升时间、超调量等)和稳定性分析(稳定裕度等)理论不适用多变量控制系统。所以，在飞行器存在气动强耦合导致无法直接采用经典控制理论的设计方法情况下，有必要研究多耦合系统的模型解耦方法，使之能够应用工程上常用的经典控制理论设计与评价方法。
技术实现思路
为了克服现有高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法解耦效果差的不足，本专利技术提供一种。该方法将各耦合因素合理划分与归类，实现同类耦合因素的等效，引入评价和分析气动耦评价指标——稱合度的定义。针对不同大小耦合度对飞行器特性的影响作用，将耦合作用分为强耦合和弱耦合，并分细化了气动弱耦合与强耦合下的解耦方法——稱合忽略和耦合等效转化，可以提高飞行器气动强耦合的解耦效果。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是:一种，其特点是包括以下步骤:步骤一、气动力矩耦合模型建立。I)俯仰通道的力矩Mz表示为:Mz = M7, + Μσ;α+MdJ δ, + Μ^ω,(I) ZΣ Uλ.Ζ, δΣ式中，Aff、Μ，、Jkff=分别是mz关于α、δ ζ、δζ的偏导数成=啤Ζ./Γ是无因次导数，L为机体的特征长度，V为飞行速度；ΜΖ(Ι是当》= 4 =^=O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，认为的耦合项有:①稳定力矩耦合项 β ；②方向舵和差动舵产生的操纵力矩耦合项Μ 七、M3/Sx ；③飞行器绕Ox1轴和Oy1轴产生的阻尼力矩耦合项黾、M^wy。结合式(1)，俯仰力矩表示为:Mz = Mz0 + Maza+Sz + Mf- ω: + Mf β+Ms/ δν + Md/ Sx + Mf ωχ + MmJ By (2)式(2)中，俯仰通道自身的力矩项有MzQ、Mfa、Μδ/δζ、黾;偏航和滚转通道对俯仰通道耦合的气动力矩项为'Mpi β、M8/Sy' Mf δχ、Mfmx,2)偏航通道力矩是空气动力矩在弹体坐标系上Oy1轴上的分量，它使飞行器绕Oy1轴转动。在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，偏航通道力矩Mi表示为:My = Μ^,β+Μδ；δγ +Mfmv( 3 )式中，Mf、Μ，分别是My关于β、δ y、@,的偏导数而是无因次导数。由于飞行器是镜面对称的，故MyQ=0。 考虑俯仰和滚动通道对偏航通道的气动耦合效应时，偏航力矩包括有: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MfSz ;③飞行器绕Oz1轴和Ox1轴产生的阻尼力矩耦合项龟、MfBz。结合式(3)，偏航力矩表示为:My =Μξβ+Mf Sy + ωγ + Maya+Mf Sx + Mf: δ—_ + ωχ +Mfmz(4)式(4)中，偏航通道自身的力矩项有'M0、MfSy,滚转和俯仰通道对偏航通道耦合的气动力矩项为Ad MfS:, Λ/广黾、d3)滚动通道力矩是作用在飞行器上的气动力矩在弹体坐标系上Ox1轴上的分量，滚动通道力矩使飞行器绕Ox1轴倾斜。在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，滚转通道的力矩Mx表示为:Mx = Ml β + Ms; δχ +Mfmx(5)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Μ 、MSX:δ:'③飞行器绕Oy1轴和Oz1轴产生的阻尼力矩耦合项Λ/Γ孕.、。结合式(5)，滚动力矩表示为:权利要求1.一种，其特征在于包括以下步骤: 步骤一、气动力矩耦合模型建立； 1)俯仰通道的力矩Mz表示为:2.根据权利要求1所述的，其特征在于:所述kb取值范围是O 30%。全文摘要本专利技术公开了一种，用于解决现有高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法解耦效果差的技术问题。技术方案是首先建立气动力矩耦合模型，再定义气动耦合评价指标，然后定义气动耦合特征，设定气动耦合解耦条件，完成飞行器气动强耦合的解耦。由于该方法将各耦合因素合理划分与归类，实现同类耦合因素的等效，引入评价和分析气动耦评价指标——耦合度的定义。针对不同大小耦合度对飞行器特性的影响作用，将耦合作用分为强耦合和弱耦合，并分细化了气动弱耦合与强耦合下的解耦方法——耦合忽略和耦合等效转化，提高了飞行器气动强耦合的解耦效果。文档编号G05D1/00GK103197670SQ20131005872公开日2013年7月10日 申请日期2013年2月25日 优先权日2013年2月25日专利技术者周军, 林鹏, 朱多宾, 周敏, 耿克达 申请人:西北工业大学本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器气动强耦合解耦方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、气动力矩耦合模型建立；1）俯仰通道的力矩Mz表示为：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾z+ω‾z---(1)式中，分别是mz关于α、δz、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；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，认为的耦合项有：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飞行器绕Ox1轴和Oy1轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（1），俯仰力矩表示为：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾zω‾z+Mzββ+Mzδyδy+Mzδxδx+Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y---(2)式（2）中，俯仰通道自身的力矩项有Mz0、偏航和滚转通道对俯仰通道耦合的气动力矩项为：2）偏航通道力矩是空气动力矩在弹体坐标系上Oy1轴上的分量，它使飞行器绕Oy1轴转动；在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，偏航通道力矩My表示为：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y---(3)式中，分别是My关于β、δy、的偏导数；是无因次导数；由于飞行器是镜面对称的，故My0=0；考虑俯仰和滚动通道对偏航通道的气动耦合效应时，偏航力矩包括有：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飞行器绕Oz1轴和Ox1轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（3），偏航力矩表示为：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y+Myαα+Myδxδx+Myδzδz+Myω‾xω‾x+Myω‾zω‾z---(4)式（4）中，偏航通道自身的力矩项有：滚转和俯仰通道对偏航 通道耦合的气动力矩项为：3）滚动通道力矩是作用在飞行器上的气动力矩在弹体坐标系上Ox1轴上的分量，滚动通道力矩使飞行器绕Ox1轴倾斜；在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，滚转通道的力矩Mx表示为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x---(5)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飞行器绕Oy1轴和Oz1轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（5），滚动力矩表示为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾z---(6)式（6）中，滚转通道自身的力矩项有：俯仰和偏航通道对滚转通道耦合的气动力矩项为：综合上述三通道的力矩系数表达式，飞行器气动力矩耦合模型表征形式为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾zMy=Myββ+Myδyδy+Myω‾y&o...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：周军，林鹏，朱多宾，周敏，耿克达，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：