[發(fā)明專利]一種高速飛行強(qiáng)適應(yīng)性180度翻轉(zhuǎn)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710661240.X
• 申請(qǐng)日: 2017-08-04
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN107390718B
• 公開(kāi)（公告）日: 2020-09-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉敏華;張永;李爭(zhēng)學(xué);張旋;李杰奇;劉峰;曾星星;徐海運(yùn);楊旸;費(fèi)王華;尹戈玲;王兆偉;秦云鵬;張升升;王穎昕
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): G05D1/10
• 分類號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心 11009
• 代理人: 臧春喜

一種高速飛行強(qiáng)適應(yīng)性180度翻轉(zhuǎn)控制方法，首先獲得輸入條件，然后計(jì)算可控攻角范圍，據(jù)此確定最佳翻轉(zhuǎn)外形和最佳翻轉(zhuǎn)攻角，設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)路徑，并根據(jù)機(jī)動(dòng)路徑設(shè)計(jì)攻角機(jī)動(dòng)策略和翻轉(zhuǎn)控制策略，完成高速飛行180度翻轉(zhuǎn)控制。本發(fā)明充分考慮了新型高性能飛行器在180度翻轉(zhuǎn)過(guò)程中氣動(dòng)外形的顯著改變，確定了最佳翻轉(zhuǎn)攻角，并對(duì)攻角機(jī)動(dòng)路徑進(jìn)行了合理規(guī)劃，明確了最佳翻轉(zhuǎn)控制流程，使得整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程中都在飛行器合理的穩(wěn)定性和操縱性條件下進(jìn)行，翻轉(zhuǎn)可靠性高。可適應(yīng)翻轉(zhuǎn)過(guò)程中飛行器氣動(dòng)特性、穩(wěn)定性、操縱性的大幅、劇烈變化，實(shí)現(xiàn)快速、可靠翻轉(zhuǎn)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種高速飛行強(qiáng)適應(yīng)性180度翻轉(zhuǎn)控制方法，屬于航空航天控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

隨著航天技術(shù)的快速發(fā)展，新型高性能飛行器越來(lái)越成為各航天強(qiáng)國(guó)和大國(guó)的關(guān)注點(diǎn)，飛行彈道模式也越來(lái)越豐富。

新型高性能飛行器的彈道模式從傳統(tǒng)的彈道式轉(zhuǎn)變?yōu)檠埠绞健⒒枋降刃问健２煌膹椀滥Ｊ叫枰煌臍鈩?dòng)外形、動(dòng)力系統(tǒng)、控制策略等來(lái)適應(yīng)。目前，最復(fù)雜、最新的彈道模式為由彈道式、巡航式、滑翔式有機(jī)拼接形成的新型綜合彈道模式。這一彈道模式下，飛行器的氣動(dòng)外形與以往飛行器有極其顯著的差別，在不同彈道模式下、彈道模式間切換過(guò)程中，尤其是在巡航模式、滑翔模式的轉(zhuǎn)變過(guò)程中，飛行器需要進(jìn)行180度翻轉(zhuǎn)適應(yīng)飛行需求，導(dǎo)致飛行器的氣動(dòng)特性大幅、劇烈變化，飛行器的操縱性、穩(wěn)定性、飛行力學(xué)特征也相應(yīng)的大幅、劇烈變化，給飛行器翻轉(zhuǎn)控制策略帶來(lái)了巨大挑戰(zhàn)，現(xiàn)有的控制策略均難以完全適應(yīng)，目前尚未見(jiàn)有可行的控制策略出現(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是：本發(fā)明提出了一種高速飛行強(qiáng)適應(yīng)性180度翻轉(zhuǎn)控制方法，充分考慮了新型高性能飛行器在180度翻轉(zhuǎn)過(guò)程中氣動(dòng)外形的顯著改變，可適應(yīng)翻轉(zhuǎn)過(guò)程中飛行器氣動(dòng)特性、穩(wěn)定性、操縱性的大幅、劇烈變化，實(shí)現(xiàn)快速、可靠翻轉(zhuǎn)。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是：一種高速飛行強(qiáng)適應(yīng)性180度翻轉(zhuǎn)控制方法，包括如下步驟：

(1)獲得飛行器氣動(dòng)參數(shù)、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J、控制舵可用范圍F、控制舵裕量要求ε、最佳翻轉(zhuǎn)狀態(tài)評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)P、翻轉(zhuǎn)馬赫數(shù)Ma、翻轉(zhuǎn)初始攻角α₀、翻轉(zhuǎn)目標(biāo)攻角α_f；

(2)將飛行器180度翻轉(zhuǎn)前、后兩個(gè)氣動(dòng)外形分別記為W1、W2，求解W1的可控攻角范圍A和W2的可控攻角范圍B，A和B的交集C即為翻轉(zhuǎn)前后兩個(gè)氣動(dòng)外形下共同的可控攻角范圍；

(3)在翻轉(zhuǎn)前后兩個(gè)氣動(dòng)外形下共同的可控攻角范圍內(nèi)確定飛行器的最佳翻轉(zhuǎn)外形W^*和最佳翻轉(zhuǎn)攻角α^*；

(4)通過(guò)常規(guī)攻角控制方法實(shí)現(xiàn)飛行器從翻轉(zhuǎn)初始攻角α₀機(jī)動(dòng)到最佳翻轉(zhuǎn)攻角α^*；

(5)控制飛行器在最佳翻轉(zhuǎn)攻角α^*處實(shí)現(xiàn)180度翻轉(zhuǎn)；

(6)采用常規(guī)攻角控制方法實(shí)現(xiàn)飛行器從α^*機(jī)動(dòng)到翻轉(zhuǎn)目標(biāo)攻角α_f，完成高速飛行180度翻轉(zhuǎn)控制。

所述步驟(3)的實(shí)現(xiàn)方法為：

(2.1)對(duì)于氣動(dòng)外形W1，在可控攻角范圍A內(nèi)計(jì)算俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和操穩(wěn)比，并計(jì)算橫航向的副翼操縱偏離參數(shù)、航向動(dòng)穩(wěn)定參數(shù)；

(2.2)對(duì)于氣動(dòng)外形W2，在可控攻角范圍B內(nèi)計(jì)算俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和操穩(wěn)比，并計(jì)算橫航向的副翼操縱偏離參數(shù)、航向動(dòng)穩(wěn)定參數(shù)；

(2.3)根據(jù)翻轉(zhuǎn)前后兩個(gè)氣動(dòng)外形下的上述參數(shù)計(jì)算結(jié)果，依據(jù)總體給定的最佳翻轉(zhuǎn)狀態(tài)評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)P，在翻轉(zhuǎn)前、后兩個(gè)氣動(dòng)外形間確定最佳翻轉(zhuǎn)外形W^*和對(duì)應(yīng)的最佳翻轉(zhuǎn)攻角α^*。