[發明專利]飛行器推力強耦合解耦方法

無效

• 申請號: 201410165972.6
• 申請日: 2014-04-22
• 公開（公告）號: CN103914074A
• 公開（公告）日: 2014-07-09
• 發明（設計）人: 林鵬;周軍;許琦;朱多賓;余晨菲
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

技術領域

本發明涉及一種飛行器解耦方法，特別是涉及一種飛行器推力強耦合解耦方法。

背景技術

基于機體、發動機一體化思想設計的乘波體構型的高超聲速飛行器是目前吸氣式高超聲速飛行器發展的新潮流。但這種氣動布局導致高超聲速飛行器機體與發動機耦合嚴重。其中，發動機推力和飛行器飛行姿態耦合明顯。而由于側滑角容易造成進氣道氣流畸變的原因，超燃沖壓發動機一般不允許側滑角的存在，所以耦合以縱向通道為主。當飛行器受到的推力發生突變時，其受到的力矩在俯仰通道的分量也將受到很大影響，導致其姿態發生變化；而當其姿態發生改變時，飛行器的推力也會相應地跟著改變。這就導致高超聲速飛行器推力與姿態之間存在嚴重的耦合，這對飛行器的控制是不利的，給控制帶來了很大的難度。

文獻“高超聲速飛行器機體推力耦合分析與協調控制方法《控制與決策》2011Vol.26(9):1429-1432”公開了一種飛行器解耦方法。該方法重點分析了機體-推力耦合特性以及超燃沖壓發動機工作狀態對飛行姿態的巨大影響，提出了適合于工程應用的一體化設計的協調控制方法，并進行了線性二次型控制律的設計。這種耦合模型對控制系統的設計要求較高，解耦方法復雜。

發明內容

為了克服現有針對吸氣式高超聲速飛行器姿態與推力耦合模型的控制系統設計方法復雜的不足，本發明提供一種飛行器推力強耦合解耦方法。該方法首先利用激波—膨脹波理論建立了沖壓發動機推力模型；其次利用敏感度方程和敏感度矩陣建立了機體與發動機推力之間的耦合關系，進行建模，在機體/發動機推力耦合模型的基礎上，推導出飛行姿態對發動機推力的耦合模型；然后為了分析推力耦合對俯仰通道的影響，引入推力耦合評價指標，給出了耦合度的定義，根據耦合度的大小，完成推力強耦合與推力弱耦合特征的定義；最后給出推力耦合解耦條件和解耦方法。針對這種解耦模型進行控制系統設計簡單明了，且仿真結果證明了該解耦方法的合理有效性。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：一種飛行器推力強耦合解耦方法，其特點是采用以下步驟：

步驟一、建立飛行器推力模型。

(1)進氣道入口狀態與飛行狀態的關系。

利用牛頓激波理論建立飛行狀態與進氣道入口狀態的關系：

M1=M∞cosθs1+12(γ-1)M∞2sin2θsp1p∞=7M∞2sin2θs-16T1T∞=(7M∞2sin2θs-1)(M∞2sin2θs+5)36M∞2sin2θs(1)]]>