一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法与流程

1.本技术属于飞行控制技术领域，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。


背景技术：

2.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。


技术实现要素：

3.本技术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。
4.本技术的技术方案是：一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法，包括：
5.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；
6.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；
7.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。
8.优选地，所述高超声速飞行器飞行特性设定为：
9.高超声速飞行器为六自由度刚体；
10.高超声速飞行器为对称布局；
11.高超声速飞行器忽略流体的不对称性；
12.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；
13.高超声速飞行器质心始终在机体轴的纵轴上移动。
14.优选地，所述高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模方法为：
15.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＝
[δa,δe,δr,γ
t
]
t
，其中δa,δe,δr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；
[0016]
则高超声速飞行器三轴力和力矩平衡方程为：
[0017][0018]
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：
[0019][0020]
其中，sa＝[δuδwδqδθ]
t
为纵向状态，ua＝[δδeγ
t
t]
t
为纵向控制量，系数矩阵
[0021][0022]sl
＝[δvδpδrδφ]
t
为横侧向状态，u
l
＝[δδaδδr]
t
为横侧向控制量，系数矩阵
[0023][0024]
优选地，所述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为：
[0025]
基于该线性化控制模型设计点火前控制器方法包括：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ0
＝{k
θp0
,t
θi0
,t
θd0
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ0
＝{k
φp0
,t
φi0
,t
φd0
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ0
＝{k
ψp0
,t
ψi0
,t
ψd0
}。
[0026]
优选地，所述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为：
[0027]
基于该线性化控制模型设计点火后控制器方法为：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ1
＝{k
θp1
,t
θi1
,t
θd1
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ1
＝{k
φp1
,t
φi1
,t
φd1
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ1
＝{k
ψp1
,t
ψi1
,t
ψd1
}。
[0028]
优选地，若飞控系统发出发动机点火指令后t时间后，发动机仍未点火成功，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。
[0029]
优选地，发动机点火工作过程中，若飞控系统感知到发动机因异常熄火，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。
[0030]
本技术的一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法，先根据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，而后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，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；由于每个工作点的控制参数均与对应的控制器相匹配，在发动机的状态发生变化时，通过先调用对应状态的控制器，而后用控制器控制发动机的舵面，即可实现该状态与对应控制参数的匹配，从而应对发动机冷热态带来飞行器气动参数的较大变化，避免控制参数与飞行器气动模式失配，保证高超声速飞行器的姿态平稳和飞行安全。
附图说明
[0031]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0032]
图1为本技术整体流程示意图；
[0033]
图2为本技术发动机冷热态控制器调度示意图。
具体实施方式
[0034]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0035]
一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0036]
步骤s100，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；
[0037]
优选地，高超声速飞行器飞行特性设定为：
[0038]
1)高超声速飞行器为六自由度刚体；
[0039]
2)高超声速飞行器为对称布局；
[0040]
3)高超声速飞行器忽略流体的不对称性；
[0041]
4)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；
[0042]
5)高超声速飞行器质心始终在机体轴的纵轴上移动。
[0043]
优选地，高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模方法为：
[0044]
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＝[δa,δe,δr,γ
t
]
t
，其中δa,δe,δr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；
[0045]
则高超声速飞行器三轴力和力矩平衡方程为：
[0046][0047]
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：
[0048][0049]
其中，sa＝[δuδwδqδθ]
t
为纵向状态，ua＝[δδeγ
t
t]
t
为纵向控制量，系数矩阵
[0050][0051]sl
＝[δvδpδrδφ]
t
为横侧向状态，u
l
＝[δδaδδr]
t
为横侧向控制量，系数矩阵
[0052][0053]
通过建立高超声速飞行器纵向、横侧向线性化模型，为高超声飞行器的飞行控制提供基础。
[0054]
步骤s200，在超燃冲压发动机点火前后，推力、俯仰力矩等参数将发生较大变化，即控制模型系数矩阵由发动机冷态条件下的a
a0
、a
l0
变化为热态条件下的a
a1
、a
l1
，其中a0和l0为超燃冲压发动机点火前工作点，a1和l1为超燃冲压发动机点火后工作点，对此类状态
空间表达式随着时变参数动态变化的系统，采用增益调度的方法进行飞行控制。
[0055]
由于超燃冲压发动机点火前和超燃冲压发动机点火后均具有多个工作点，即使是超燃冲压发动机点火前的不同工作点，其工作状态也会有所差别，因此如何对各个独立的工作点进行分别控制，同时保证控制时关键参数不会发生较大变化，是一个需要解决的问题。
[0056]
具体的解决方法为：
[0057]
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；
[0058]
这样分别通过不同的控制器即可对不同的工作点进行分别控制。
[0059]
优选地，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为：
[0060]
作为一种具体实施方式，基于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设计控制器的方法包括：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ0
＝{k
θp0
,t
θi0
,t
θd0
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ0
＝{k
φp0
,t
φi0
,t
φd0
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ0
＝{k
ψp0
,t
ψi0
,t
ψd0
}。
[0061]
优选地，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为：
[0062]
作为一种具体实施方式，基于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的方法为：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ1
＝{k
θp1
,t
θi1
,t
θd1
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ1
＝{k
φp1
,t
φi1
,t
φd1
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ1
＝{k
ψp1
,t
ψi1
,t
ψd1
}。
[0063]
需要说明的是，pid控制器仅为本发明的一种实施例，其余可采用控制器包括自抗
扰控制器、鲁棒控制器、自适应控制器、非线性控制器、基于学习算法的控制器等。
[0064]
需要说明的是，所包含的姿态控制器除俯仰角、横滚角、航向角控制器外，根据具体飞行任务，还可包括迎角控制器、俯仰角控速控制器、高度保持控制器、侧滑角控制器、航向角速率控制器、基准线保持控制器等。
[0065]
通过控制器和高超声速飞行器线性化控制模型对推力、俯仰力矩等参数进行判断，能够使得高超声速飞行器具有感知超燃冲压发动机是否点火成功的能力。
[0066]
步骤s300，设计控制器调度函数，如图2所示，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，也即是采用控制参数k
θ0
、k
φ0
、k
ψ0
实施控制；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，也即是将控制参数切换为k
θ1
、k
φ1
、k
ψ1
；试验完成后，高超声速飞行器的飞控系统发出发动机熄火指令，进行控制器调度，此时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，也即是采用控制参数k
θ0
、k
φ0
、k
ψ0
实施控制。
[0067]
通过该步骤的k
θ0
、k
φ0
、k
ψ0
、k
θ1
、k
φ1
、k
ψ1
的控制参数的切换，使得高超声速飞行器的飞行控制系统具有对超燃冲压发动机点火进行控制的能力。
[0068]
优选地，若飞控系统发出发动机点火指令后t时间后，发动机仍未点火成功，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。
[0069]
优选地，发动机点火工作过程中，若飞控系统感知到发动机因异常熄火，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。
[0070]
本技术先根据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，而后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，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；由于每个工作点的控制参数均与对应的控制器相匹配，在发动机的状态发生变化时，通过先调用对应状态的控制器，而后用控制器控制发动机的舵面，即可实现该状态与对应控制参数的匹配，从而应对发动机冷热态带来飞行器气动参数的较大变化，避免控制参数与飞行器气动模式失配，保证高超声速飞行器的姿态平稳和飞行安全。
[0071]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
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
a
δδ
r
]
t
为横侧向控制量，系数矩阵4.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为：基于该线性化控制模型设计点火前控制器方法包括：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ0
＝{k
θp0
,t
θi0
,t
θd0
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ0
＝{k
φp0
,t
φi0
,t
φd0
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ0
＝{k
ψp0
,t
ψi0
,t
ψd0
}。5.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为：基于该线性化控制模型设计点火后控制器为：采用pid控制器，设计纵向姿态飞行控制器包括俯仰角/迎角pid控制器整定pid参数k
θ1
＝{k
θp1
,t
θi1
,t
θd1
}；设计横侧向姿态飞行控制器包括横滚角控制器整定pid参数k
φ1
＝{k
φp1
,t
φi1
,t
φd1
}；航向角控制器，整定pid参数k
ψ1
＝{k
ψp1
,t
ψi1
,t
ψd1
}。6.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：若飞控系统发出发动机点火指令后t时间后，发动机仍未点火成功，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。7.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：发动机点火工作过程中，若飞控系统感知到发动机因异常熄火，飞控系统发出发动机熄火指令，γ
t
＝0，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。

技术总结
本申请属于飞行控制技术领域，为一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法，先根据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，而后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，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；由于每个工作点的控制参数均与对应的控制器相匹配，在发动机的状态发生变化时，通过先调用对应状态的控制器，而后用控制器控制发动机的舵面，即可实现该状态与对应控制参数的匹配，从而应对发动机冷热态带来飞行器气动参数的较大变化，避免控制参数与飞行器气动模式失配，保证高超声速飞行器的姿态平稳和飞行安全。全。全。


技术研发人员：曾宏刚 杨祖强 李堃 齐伟呈
受保护的技术使用者：中国航空研究院
技术研发日：2023.03.07
技术公布日：2023/6/28