[發明專利]一種飛行器自適應速度控制方法、裝置、設備及存儲介質

在審

• 申請號: 202210588724.7
• 申請日: 2022-05-26
• 公開（公告）號: CN114967740A
• 公開（公告）日: 2022-08-30
• 發明（設計）人: 余先偉;劉建雄;張培喜;席茂軍;熊朝羽;梁森;楊利蘭;鐘楊威;史祥鵬;馬新普;楊登峰
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 唐勇

本發明公開了一種飛行器自適應速度控制方法、裝置、設備及存儲介質，涉及飛行器控制技術領域，飛行器自適應速度控制方法包括以下步驟：根據飛行器發動機的推阻偏差以及飛行器的速度偏差，對燃油流量控制當量比進行調整；根據實時調整的燃油流量控制當量比控制飛行器的巡航速度。本發明通過在線推阻特性辨識和速度偏差反饋進行液體沖壓發動機燃油流量調節速度控制的自適應控制方案，實現了液體沖壓動力飛行器的巡航速度控制。

技術領域

本發明涉及飛行器控制技術領域，具體涉及一種飛行器自適應速度控制方法、裝置、設備及存儲介質。

背景技術

隨著防空反導技術的進步，對具備大射程以及突防能力的高超聲速飛行器需求逐漸增加。常規無動力高超飛行器一般采用助推滑翔方案，采用大升阻比氣動外形進行無動力滑翔飛行，但機動能力以及射程受限。采用沖壓發動機作為巡航動力的高超聲速飛行器，利用沖壓發動機在高速工作的優勢，大大增加攻擊范圍和突防能力。與采用固體沖壓發動機相比，采用液體沖壓發動機的飛行器具備推力可調節、燃油比沖高的特點，是高速飛行器的研究重點。

由于大射程寬域巡航過程飛行環境變化較大，采用液體沖壓發動機的飛行器難以得到準確的推阻特性數據，并且液體沖壓發動機的燃油調節指令范圍受發動機工作性能包絡限制，需要飛行器控制系統設計發動機燃油調節指令。

現有的發動機燃油調節指令實現通常采用推力反饋或者速度反饋控制方式，但是由于氣動力參數、發動機推力存在偏差以及長時間寬域飛行過程中存在大氣環境變化和風場干擾等，實際巡航飛行過程中飛行器的速度可能持續存在較大的控制偏差并影響發動機工作性能，當推阻特性偏差較大時甚至可能導致飛行器長時間持續減速或加速，最終飛行速度范圍超出飛行包絡。

發明內容

針對現有技術中存在的缺陷，本發明第一方面提供一種飛行器自適應速度控制方法，其通過在線推阻特性辨識和速度偏差反饋進行液體沖壓發動機燃油流量調節速度控制的自適應控制方案，實現了液體沖壓動力飛行器的巡航速度控制。

為達到以上目的，本發明采取的技術方案是：

一種飛行器自適應速度控制方法，該方法包括以下步驟：

根據飛行器發動機的推阻偏差以及飛行器的速度偏差，對燃油流量控制當量比進行調整；

根據實時調整的燃油流量控制當量比控制飛行器的巡航速度。

一些實施例中，所述根據飛行器發動機的推阻偏差以及飛行器的速度偏差，對燃油流量控制當量比進行調整，包括：

根據發動機的辨識推力和發動機的理論推力，計算發動機的推阻相對偏差量；

根據發動機的推阻相對偏差量，計算修正后的燃油流量程序當量比；

根據飛行器的速度偏差計算燃油流量程序當量比增量；

基于修正后的燃油流量程序當量比和燃油流量程序當量比增量，對燃油流量控制當量比進行調整。

一些實施例中，所述根據發動機的辨識推力和發動機的理論推力，計算發動機的推阻相對偏差量，包括：

根據公式：計算發動機的辨識推力F_Engine,bs，其中，A_x1,lb為飛行器軸向過載A_x1濾波后的軸向過載，m_fly為飛行器質量，g為重力加速度，CA＝f_CA(Ma_fly，α_fly)為飛行器軸向力系數，f_CA為二維線性插值函數，Ma_fly為馬赫數，α_fly為飛行攻角，ρ為當前巡航高度下大氣密度，V_fly為飛行器合速度，S為飛行器特征面積；