[發(fā)明專利]一種高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)建模方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201711119283.1
• 申請(qǐng)日: 2017-11-14
• 公開（公告）號(hào): CN108009320B
• 公開（公告）日: 2021-07-27
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉燕斌;陳柏屹;沈海東;陸宇平
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/20;G06F119/14
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 柏尚春

本發(fā)明公開了一種高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)建模方法，該方法從高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度出發(fā)，選定控制需要的核心系統(tǒng)，并確定與核心系統(tǒng)有關(guān)聯(lián)的其他系統(tǒng)的關(guān)聯(lián)形式，建立關(guān)聯(lián)模型；選取關(guān)聯(lián)特性評(píng)判指標(biāo)，分別計(jì)算各個(gè)系統(tǒng)與核心系統(tǒng)關(guān)聯(lián)后的關(guān)聯(lián)指標(biāo)，將該關(guān)聯(lián)指標(biāo)與選取的關(guān)聯(lián)特性評(píng)判指標(biāo)相比較，確定對(duì)核心系統(tǒng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)影響較大的分系統(tǒng)保留對(duì)核心系統(tǒng)控制設(shè)計(jì)具有較大影響的分系統(tǒng)，并通過確定的關(guān)聯(lián)形式構(gòu)建關(guān)聯(lián)系統(tǒng)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器系統(tǒng)模型構(gòu)建方法，特別是一種高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)建模方法。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器采用機(jī)身/推進(jìn)一體化構(gòu)型，導(dǎo)致多系統(tǒng)間存有強(qiáng)耦合，主要體現(xiàn)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的升力面同時(shí)作為推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣道部分，這部分設(shè)計(jì)參數(shù)為兩個(gè)系統(tǒng)共有。同時(shí)根據(jù)飛行狀態(tài)的改變，比如攻角信息會(huì)影響飛行器縱向氣動(dòng)壓強(qiáng)分布，從而對(duì)于飛行器結(jié)構(gòu)載荷產(chǎn)生影響；進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)同時(shí)決定飛行器的氣動(dòng)特性與推進(jìn)特性，相應(yīng)的，推進(jìn)系統(tǒng)若存在外噴管，則發(fā)動(dòng)機(jī)的出口氣流對(duì)于飛行器后體的壓強(qiáng)分布有著不可忽視的作用，從而影響飛行器的氣動(dòng)特性以及飛行器后體的壓強(qiáng)分布，進(jìn)而影響飛行器的結(jié)構(gòu)載荷；飛行器機(jī)體的壓強(qiáng)分布直接影響飛行器結(jié)構(gòu)特性，同時(shí)飛行器的質(zhì)量管理系統(tǒng)、熱防護(hù)系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求等決定了飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，高科技耐熱輕質(zhì)材料的使用會(huì)使得飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度降低，在飛行器壓力載荷的作用下必然會(huì)產(chǎn)生形變，形變的作用可以等效為飛行器設(shè)計(jì)參數(shù)的變化，比如前體壓縮角，后體膨脹角的改變等等，進(jìn)而影響飛行器的氣動(dòng)特性及推進(jìn)系統(tǒng)性能。

因此，考慮高超聲速飛行器多系統(tǒng)綜合設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，為了在飛行器設(shè)計(jì)初期對(duì)控制性能進(jìn)行有效地定性或者定量分析，獲得有效的設(shè)計(jì)方案，需要構(gòu)建高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)模型，分析提取系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)，采用模型分析方法探尋多系統(tǒng)開環(huán)與閉環(huán)之間的約束關(guān)系，對(duì)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、氣動(dòng)布局系統(tǒng)、推進(jìn)動(dòng)力系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)彈性系統(tǒng)之間進(jìn)行關(guān)聯(lián)特性分析，將各個(gè)子系統(tǒng)對(duì)于運(yùn)動(dòng)學(xué)方程的影響通過系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行關(guān)聯(lián)，反映到系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程中，進(jìn)而分析高超聲速飛行器運(yùn)動(dòng)中的狀態(tài)變化及穩(wěn)定性、可控性等，從機(jī)理上掌握高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)耦合特性，為其控制律和一體化迭代提供好的設(shè)計(jì)平臺(tái)。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：本發(fā)明提供了一種高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)建模方法。通過研究高超聲速飛行器各個(gè)系統(tǒng)與飛行力學(xué)之間的關(guān)聯(lián)，構(gòu)建高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)模型。該模型能夠反映氣動(dòng)特性隨設(shè)計(jì)參數(shù)的變化規(guī)律、推進(jìn)性能與推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)及飛行條件之間的關(guān)系、以及彈性形變對(duì)于氣動(dòng)和推進(jìn)性能的影響等；基于這種建模方法獲得的高超聲速飛行器模型，可以分析高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)彈性對(duì)于飛行力學(xué)的影響，量化高超飛行器結(jié)構(gòu)推進(jìn)與飛行控制之間強(qiáng)耦合特性，以期對(duì)多系統(tǒng)綜合作用下，高超聲速飛行器模型的動(dòng)力學(xué)特性有一個(gè)更加全面、具體的認(rèn)識(shí)。

發(fā)明內(nèi)容：一種高超聲速飛行器面向控制的多系統(tǒng)關(guān)聯(lián)建模方法，其特征在于，包括如下步驟：

步驟一：核心系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型建立：

從高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度出發(fā)，選定控制需要的核心系統(tǒng)。因?yàn)榭刂葡到y(tǒng)主要關(guān)心閉環(huán)特征，所以在確定核心系統(tǒng)之后，需要對(duì)核心系統(tǒng)進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)，組成閉環(huán)系統(tǒng)。由此根據(jù)該閉環(huán)系統(tǒng)建立核心系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型。

核心系統(tǒng)包括但不限于穩(wěn)定控制的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、跟蹤控制的軌跡動(dòng)力學(xué)等，核心系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型表達(dá)式可以記為：

其中Σ_c表示核心系統(tǒng)，x_c表示核心系統(tǒng)的狀態(tài)量，表示狀態(tài)量對(duì)時(shí)間的一階導(dǎo)數(shù)，u_c表示核心系統(tǒng)的控制量，y_c表示核心系統(tǒng)的輸出量，f_c,g_c分別表示核心的狀態(tài)函數(shù)和輸出函數(shù)，下標(biāo)c表示核心系統(tǒng)，t表示時(shí)間。

步驟二：分系統(tǒng)(也叫做外圍系統(tǒng))代理建模：