【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法
[0001]本申请属于飞行控制
,特别涉及一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法。
技术介绍
[0002]超燃冲压发动机是指在超声速气流中组织燃烧的冲压发动机,一般应用于飞行马赫数高于6的高超声速飞行器。超燃冲压发动机在冷态(仅进气道起动)和热态(发动机点火)条件下力和力矩变化较大,可变化数倍。同时,超燃冲压发动机通常与飞行器一体化设计,其除推力外,冷热态其它力和力矩的变化将直接作用于机体,造成高超声速飞行器在超燃冲压发动机冷热态下,受到的合力和力矩将发生较大变化,如不对控制策略进行调整,将带来飞行品质变差等问题,甚至存在失控风险。
技术实现思路
[0003]本申请的目的是提供了一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法,以解决现有技术中高超声速飞行器在超燃冲压发动机冷热态下,受到的合力和力矩将发生较大变化。
[0004]本申请的技术方案是:一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法,包括:
[0005]设定高超声速飞行器飞行特性,进行高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模;
[0006]在高超声速飞行器每个独立的工作点均设计对应的控制器,获得一簇控制器,根据各控制器分别建立超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型和超燃冲压发动机点火后的高超声速飞行器线性化控制模型;
[0007]设计控制器调度函数,在超燃冲压发动机冷态时,通过超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型对高超声速飞行器进行控制;在高超 ...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法,其特征在于,包括:设定高超声速飞行器飞行特性,进行高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模;在高超声速飞行器每个独立的工作点均设计对应的控制器,获得一簇控制器,根据各控制器分别建立超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型和超燃冲压发动机点火后的高超声速飞行器线性化控制模型;设计控制器调度函数,在超燃冲压发动机冷态时,通过超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型对高超声速飞行器进行控制;在高超声速飞行器的飞控系统发出发动机点火指令时,进行控制器调度,切换为超燃冲压发动机点火后的高超声速飞行器线性化控制模型对高超声速飞行器进行控制;在高超声速飞行器的飞控系统发出发动机熄火指令时,进行控制器调度,切换为超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型对高超声速飞行器进行控制。2.如权利要求1所述的高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法,其特征在于,所述高超声速飞行器飞行特性设定为:高超声速飞行器为六自由度刚体;高超声速飞行器为对称布局;高超声速飞行器忽略流体的不对称性;高超声速飞行器忽略发动机质量变化对飞行器的动力学的影响;高超声速飞行器质心始终在机体轴的纵轴上移动。3.如权利要求1所述的高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法,其特征在于,所述高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模方法为:定义高超声速飞行器状态变量S=[u,v,w,p,q,r,φ,θ]
T
,其中u,v,w为飞行器体轴系运动速度,p,q,r为姿态角速率,φ,θ分别为横滚角和俯仰角;飞行器控制变量为U=[δ
a
,δ
e
,δ
r
,Γ
T
]
T
,其中δ
a
,δ
e
,δ
r
分别为副翼、升降舵、方向舵通道操纵量,Γ
T
={0,1}分别为超燃冲压发动机点火、熄火指令;则高超声速飞行器三轴力和力矩平衡方程为:在超燃冲压发动机点火起动的马赫数、高度工作点对该方程进行纵向、横侧向解耦和线性化,得到高超声速飞行器纵向、横侧向线性化模型为:其中,S
a
=[ΔuΔwΔqΔθ]
T
为纵向状态,U
a
=[Δδ
e
Γ
T
T]
T
为纵向控制量,系数矩阵
S
l
=[ΔvΔpΔrΔφ]
T
为横侧向状态,U
l
=[Δδ...
【专利技术属性】
技术研发人员:曾宏刚,杨祖强,李堃,齐伟呈,
申请(专利权)人:中国航空研究院,
类型:发明
国别省市:
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