一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法
【專利摘要】一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法，本發(fā)明涉及高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法。本發(fā)明的目的是為了解決目前高超聲速飛行器的控制方法優(yōu)劣性難以比較，而提供了一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法。一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)主要包括：系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊、六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊、數(shù)據(jù)圖形輸出模塊和制導(dǎo)與控制算法模塊四個(gè)部分；一種用于高超聲速飛行器控制方法包括如下步驟：步驟一、主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；步驟二、性能評(píng)估軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；步驟三、離線仿真的實(shí)現(xiàn)步驟；本發(fā)明應(yīng)用于高超聲速飛行器領(lǐng)域。
【專利說明】—種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法。

【背景技術(shù)】
[0002]高超聲速飛行器從控制角度來看，是一個(gè)快時(shí)變、強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性的受控對(duì)象，這就使得高超聲速飛行器的控制方法優(yōu)劣性難以比較。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是為了解決目前高超聲速飛行器的控制方法優(yōu)劣性難以比較，而提供了一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)及控制方法。
[0004]上述的發(fā)明目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的:
[0005]一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)主要包括:系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊、六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊、數(shù)據(jù)圖形輸出模塊和制導(dǎo)與控制算法模塊四個(gè)部分；
[0006]首先完成系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊，然后制導(dǎo)與控制算法模塊進(jìn)入控制輸入，系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊與控制輸入都進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊，然后進(jìn)入數(shù)據(jù)圖形輸出模塊，數(shù)據(jù)圖形輸出模塊進(jìn)入制導(dǎo)與控制算法模塊然后進(jìn)入控制輸入再進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊；
[0007]所述的系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊完成狀態(tài)初值設(shè)置和各種拉偏條件設(shè)置；其中，所述各種拉偏條件設(shè)置包括:對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾或開關(guān)機(jī)干擾進(jìn)行組合；
[0008]所述的六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊包括控制輸入和輸出，控制輸入由制導(dǎo)與控制模塊提供，包括三個(gè)舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸出為系統(tǒng)的所有狀態(tài)變量；
[0009]所述的數(shù)據(jù)圖形輸出模塊其功能為將輸出數(shù)據(jù)以圖形方式顯示；
[0010]所述的制導(dǎo)與控制算法模塊中添加各種測(cè)試控制方法，輸出只能是四個(gè)變量，按順序分別為副翼偏角、方向舵偏角、升降舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸入是六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊的輸出；制導(dǎo)與控制算法模塊采用Simulink中提供的S函數(shù)形式與仿真測(cè)試平臺(tái)相連接，S函數(shù)由對(duì)應(yīng)的m文件編寫，m文件為用matlab語言編寫的程序。
[0011]一種用于高超聲速飛行器控制方法包括如下步驟:
[0012]步驟一、主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0013]優(yōu)化軌跡提供基準(zhǔn)彈道，選取飛行器模型，選取線性或非線性控制制導(dǎo)方法加入到制導(dǎo)與控制算法模塊中，通過飛行器的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)，將飛行器的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)輸出保存到文件中以備計(jì)算評(píng)估和圖形顯示；
[0014]步驟二、性能評(píng)估軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0015]仿真評(píng)估基于設(shè)計(jì)的通用測(cè)試平臺(tái)，進(jìn)行六自由度仿真；
[0016]根據(jù)模型不確定性和干擾的極限情況，建立仿真情形庫(kù)；針對(duì)選定的仿真情形，在相同的測(cè)試條件和評(píng)分標(biāo)準(zhǔn)下對(duì)不同的制導(dǎo)與控制方法進(jìn)行仿真測(cè)試，并對(duì)仿真數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行打分評(píng)估；
[0017]仿真評(píng)估中，各種的程序、所有仿真情形均采用相同的初始狀態(tài)，為了更好地模擬實(shí)際飛行環(huán)境、考核控制算法的真實(shí)水平，仿真情形分為:
[0018]在標(biāo)稱情況下，不考慮各種不確定性和干擾，進(jìn)行標(biāo)稱模型仿真；
[0019]在參數(shù)拉偏情形下，對(duì)不確定性、干擾和時(shí)延情況進(jìn)行蒙特卡洛仿真，對(duì)控制系統(tǒng)性能、跟蹤性能進(jìn)行等評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行加權(quán)求和，得出測(cè)試報(bào)告，評(píng)估各飛行器控制系統(tǒng)的優(yōu)劣程度；
[0020]步驟三、離線仿真的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0021]首先完成對(duì)狀態(tài)初值、拉偏條件、彈道加載和制導(dǎo)與控制參數(shù)的設(shè)置完成系統(tǒng)初始化；
[0022]其中，所述狀態(tài)初值設(shè)定即對(duì)系統(tǒng)初始狀態(tài)進(jìn)行賦值，完成對(duì)系統(tǒng)的初始狀態(tài)輸A ；
[0023]所述拉偏條件設(shè)置是對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾大小、開關(guān)機(jī)干擾的大小進(jìn)行設(shè)置；
[0024]所述制導(dǎo)與控制參數(shù)設(shè)置是加載彈道并設(shè)置制導(dǎo)與控制中的必要參數(shù)，添加制導(dǎo)與控制算法模塊，根據(jù)matlab命令窗口提示,運(yùn)行Simulink仿真文件，保存數(shù)據(jù)結(jié)果。
[0025]發(fā)明效果:
[0026]本仿真平臺(tái)具有良好的通用性、擴(kuò)展性和可靠性，對(duì)于不同控制方法之間的性能優(yōu)劣比較，飛行控制系統(tǒng)的開發(fā)速度加快了 18%，仿真的真實(shí)性和可信度提高了 20%，可以為高超聲速飛行器控制系統(tǒng)研究方法的效能評(píng)估提供一種可視化的軟件支撐，為飛行控制系統(tǒng)開發(fā)節(jié)約了成本?；贛atlab/Simulink軟件搭建了統(tǒng)一的用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)，建立性能評(píng)估軟件，彌補(bǔ)了高超聲速飛行器控制方法性能評(píng)估的空白。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0027]圖1為【具體實(shí)施方式】一的測(cè)試平臺(tái)示意圖；
[0028]圖2為【具體實(shí)施方式】一的測(cè)試平臺(tái)效果圖；
[0029]圖3為【具體實(shí)施方式】二的方法流程圖。

【具體實(shí)施方式】
[0030]【具體實(shí)施方式】一:本實(shí)施方式的一種用于高超聲速飛行器仿真測(cè)試平臺(tái)按以下步驟實(shí)現(xiàn):
[0031]一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)主要包括:系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊、六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊、數(shù)據(jù)圖形輸出模塊和制導(dǎo)與控制算法模塊四個(gè)部分；
[0032]首先完成系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊，然后制導(dǎo)與控制算法模塊進(jìn)入控制輸入，系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊與控制輸入都進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊，然后進(jìn)入數(shù)據(jù)圖形輸出模塊，數(shù)據(jù)圖形輸出模塊進(jìn)入制導(dǎo)與控制算法模塊然后進(jìn)入控制輸入在進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊；
[0033]所述的系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊完成狀態(tài)初值設(shè)置(m文件)和各種拉偏條件設(shè)置(m文件)；其中，所述各種拉偏條件設(shè)置包括:對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾或開關(guān)機(jī)干擾進(jìn)行組合，m文件為用matlab語言編寫的程序；
[0034]所述的六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊包括控制輸入和輸出，控制輸入由制導(dǎo)與控制模塊提供，包括三個(gè)舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸出為系統(tǒng)的所有狀態(tài)變量；
[0035]所述的數(shù)據(jù)圖形輸出模塊其功能為將輸出數(shù)據(jù)以圖形方式顯示；
[0036]所述的制導(dǎo)與控制算法模塊中添加各種測(cè)試控制方法，輸出只能是四個(gè)變量，按順序分別為副翼偏角、方向舵偏角、升降舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸入是六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊的輸出；制導(dǎo)與控制算法模塊采用Simulink中提供的S函數(shù)形式與仿真測(cè)試平臺(tái)相連接，S函數(shù)由對(duì)應(yīng)的m文件編寫。
[0037]【具體實(shí)施方式】二:一種用于高超聲速飛行器控制方法按以下步驟實(shí)現(xiàn):
[0038]步驟一、主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0039]優(yōu)化軌跡提供基準(zhǔn)彈道，選取飛行器模型，選取線性或非線性控制制導(dǎo)方法加入到制導(dǎo)與控制算法模塊中，通過飛行器的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)，將飛行器的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)輸出保存到文件中以備計(jì)算評(píng)估和圖形顯示；
[0040]步驟二、性能評(píng)估軟件的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0041]仿真評(píng)估基于設(shè)計(jì)的通用測(cè)試平臺(tái)，進(jìn)行六自由度仿真；
[0042]根據(jù)模型不確定性和干擾的極限情況，建立仿真情形庫(kù)；針對(duì)選定的仿真情形，在相同的測(cè)試條件和評(píng)分標(biāo)準(zhǔn)下對(duì)不同的制導(dǎo)與控制方法進(jìn)行仿真測(cè)試，并對(duì)仿真數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行打分評(píng)估；
[0043]仿真評(píng)估中，各種的程序、所有仿真情形均采用相同的初始狀態(tài)，仿真情形分為:
[0044]在標(biāo)稱情況下，不考慮各種不確定性和干擾，進(jìn)行標(biāo)稱模型仿真；
[0045]在參數(shù)拉偏情形下，對(duì)不確定性、干擾和時(shí)延情況進(jìn)行蒙特卡洛仿真，對(duì)控制系統(tǒng)性能、跟蹤性能進(jìn)行等評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行加權(quán)求和，得出測(cè)試報(bào)告，評(píng)估各飛行器控制系統(tǒng)的優(yōu)劣程度；
[0046]步驟三、離線仿真的實(shí)現(xiàn)步驟；
[0047]首先完成對(duì)狀態(tài)初值、拉偏條件、彈道加載和制導(dǎo)與控制參數(shù)的設(shè)置完成系統(tǒng)初始化；
[0048]其中，所述狀態(tài)初值設(shè)定即對(duì)系統(tǒng)初始狀態(tài)進(jìn)行賦值，完成對(duì)系統(tǒng)的初始狀態(tài)輸A ；
[0049]所述拉偏條件設(shè)置是對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾大小、開關(guān)機(jī)干擾的大小進(jìn)行設(shè)置；
[0050]所述制導(dǎo)與控制參數(shù)設(shè)置是加載彈道并設(shè)置制導(dǎo)與控制中的必要參數(shù)，添加制導(dǎo)與控制算法模塊，根據(jù)Matlab命令窗口提示，運(yùn)行Simulink仿真文件，保存數(shù)據(jù)結(jié)果。
[0051]【具體實(shí)施方式】三:本實(shí)施方式與【具體實(shí)施方式】二不同的是:步驟一中主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟是基于Matlab/Simulink環(huán)境，通過選擇需要的飛行器模型和制導(dǎo)與控制算法模塊實(shí)現(xiàn)離線仿真，并實(shí)時(shí)監(jiān)控仿真數(shù)據(jù)信息；
[0052]飛行器模型包括多種不同氣動(dòng)參數(shù)特性的飛行器模型，包括剛體模型，彈性體模型，大氣環(huán)境參數(shù)模型，氣動(dòng)參數(shù)模型；
[0053]制導(dǎo)與控制仿真模型方法庫(kù)包括多種方法模型，具體的有參數(shù)化方法，自抗擾方法，預(yù)測(cè)方法，以及舵機(jī)負(fù)載模型，能實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器在不同飛行階段的飛行仿真實(shí)驗(yàn)，充分驗(yàn)證各種控制方法對(duì)不同模型和適用性和控制性能。
[0054]其它步驟及參數(shù)與【具體實(shí)施方式】二相同。
[0055]【具體實(shí)施方式】四:本實(shí)施方式與【具體實(shí)施方式】二或三之一不同的是:步驟二中性能評(píng)估軟件用于讀取標(biāo)稱模型仿真與蒙特卡洛仿真提供的數(shù)據(jù)，通過與評(píng)估準(zhǔn)則進(jìn)行對(duì)比并顯示評(píng)估結(jié)果；
[0056]仿真數(shù)據(jù)結(jié)果，用于matlab離線仿真，便于仿真分析；性能評(píng)估數(shù)據(jù)用于查看不同控制方法的性能優(yōu)劣；仿真數(shù)據(jù)經(jīng)提取，根據(jù)需要行成的性能評(píng)估體系，對(duì)仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行評(píng)估計(jì)算，獲得最終的評(píng)估結(jié)果。
[0057]其它步驟及參數(shù)與【具體實(shí)施方式】二或三之一相同。
[0058]仿真實(shí)驗(yàn):
[0059]通過優(yōu)化基準(zhǔn)彈道得到飛行參考指令；選取制導(dǎo)與控制算法，如魯棒方法，自適應(yīng)方法，預(yù)測(cè)方法等；設(shè)置初始參數(shù)及仿真情形需要的參數(shù)值；大氣參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)拉偏比例通過產(chǎn)生隨機(jī)數(shù)來決定。隨機(jī)數(shù)的選擇按照正態(tài)分布求取，為便于采用統(tǒng)一的參數(shù)拉偏范圍的隨機(jī)數(shù)組，可以從通用的參數(shù)拉偏隨機(jī)數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)選取。確定飛行器仿真數(shù)據(jù)模型進(jìn)行非線性六自由度仿真。根據(jù)仿真得到的數(shù)據(jù)，提取需要的指標(biāo)值，通過已有的評(píng)估體系進(jìn)行評(píng)價(jià)。
[0060]基于Matlab/Simulink軟件建立了測(cè)試平臺(tái)。此平臺(tái)主要包括:系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊、運(yùn)動(dòng)模型模塊、數(shù)據(jù)輸出模塊和制導(dǎo)與控制算法模塊四個(gè)部分。
[0061]系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊:完成對(duì)狀態(tài)初值、拉偏條件、彈道加載和制導(dǎo)控制參數(shù)的設(shè)置。下面具體介紹:
[0062](I)狀態(tài)初值設(shè)定:對(duì)系統(tǒng)初始狀態(tài)進(jìn)行賦值。調(diào)試時(shí)，需要先編寫文件，即完成對(duì)系統(tǒng)的初始狀態(tài)輸入。測(cè)試時(shí)，系統(tǒng)的初始狀態(tài)將統(tǒng)一設(shè)置，不必提供。
[0063](2)拉偏條件設(shè)置:對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾大小、開關(guān)機(jī)干擾的大小進(jìn)行設(shè)置。在調(diào)試時(shí)，可以參考技術(shù)要求對(duì)拉偏條件進(jìn)行設(shè)置。測(cè)試時(shí)，各種拉偏條件將統(tǒng)一設(shè)置，不必提供。
[0064](3)制導(dǎo)與控制參數(shù)設(shè)置:加載彈道并設(shè)置制導(dǎo)與控制中的必要參數(shù)。如果沒有參數(shù)需要加載，此文件不需要修改。
【權(quán)利要求】
1.一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)，其特征在于: 一種用于高超聲速飛行器考核的仿真測(cè)試平臺(tái)主要包括:系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊、六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊、數(shù)據(jù)圖形輸出模塊和制導(dǎo)與控制算法模塊四個(gè)部分； 首先完成系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊，然后制導(dǎo)與控制算法模塊進(jìn)入控制輸入，系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊與控制輸入都進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊，然后進(jìn)入數(shù)據(jù)圖形輸出模塊，數(shù)據(jù)圖形輸出模塊進(jìn)入制導(dǎo)與控制算法模塊然后進(jìn)入控制輸入再進(jìn)入六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊； 所述的系統(tǒng)初始參數(shù)設(shè)置模塊完成狀態(tài)初值設(shè)置和各種拉偏條件設(shè)置；其中，所述各種拉偏條件設(shè)置包括:對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾或開關(guān)機(jī)干擾進(jìn)行組合； 所述的六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊包括控制輸入和輸出，控制輸入由制導(dǎo)與控制模塊提供，包括三個(gè)舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸出為系統(tǒng)的所有狀態(tài)變量； 所述的數(shù)據(jù)圖形輸出模塊其功能為將輸出數(shù)據(jù)以圖形方式顯示； 所述的制導(dǎo)與控制算法模塊中添加各種測(cè)試控制方法，輸出只能是四個(gè)變量，按順序分別為副翼偏角、方向舵偏角、升降舵偏角和燃油當(dāng)量比，輸入是六自由度非線性運(yùn)動(dòng)模型模塊的輸出；制導(dǎo)與控制算法模塊采用Simulink中提供的S函數(shù)形式與仿真測(cè)試平臺(tái)相連接，S函數(shù)由對(duì)應(yīng)的m文件編寫。
2.一種用于高超聲速飛行器控制方法，其特征在于:一種用于高超聲速飛行器控制方法包括如下步驟: 步驟一、主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟； 優(yōu)化軌跡提供基準(zhǔn)彈道，選取飛行器模型，選取線性或非線性控制制導(dǎo)方法加入到制導(dǎo)與控制算法模塊中，通過飛行器的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)，將飛行器的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)輸出保存到文件中以備計(jì)算評(píng)估和圖形顯示； 步驟二、性能評(píng)估軟件的實(shí)現(xiàn)步驟； 仿真評(píng)估基于設(shè)計(jì)的通用測(cè)試平臺(tái)，進(jìn)行六自由度仿真； 根據(jù)模型不確定性和干擾的極限情況，建立仿真情形庫(kù)；針對(duì)選定的仿真情形，在相同的測(cè)試條件和評(píng)分標(biāo)準(zhǔn)下對(duì)不同的制導(dǎo)與控制方法進(jìn)行仿真測(cè)試，并對(duì)仿真數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行打分評(píng)估； 仿真評(píng)估中，各種的程序、所有仿真情形均采用相同的初始狀態(tài)，仿真情形分為: 在標(biāo)稱情況下，不考慮各種不確定性和干擾，進(jìn)行標(biāo)稱模型仿真； 在參數(shù)拉偏情形下，對(duì)不確定性、干擾和時(shí)延情況進(jìn)行蒙特卡洛仿真，對(duì)控制系統(tǒng)性能、跟蹤性能進(jìn)行等評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行加權(quán)求和，得出測(cè)試報(bào)告，評(píng)估各飛行器控制系統(tǒng)的優(yōu)劣程度; 步驟三、離線仿真的實(shí)現(xiàn)步驟； 首先完成對(duì)狀態(tài)初值、拉偏條件、彈道加載和制導(dǎo)與控制參數(shù)的設(shè)置完成系統(tǒng)初始化； 其中，所述狀態(tài)初值設(shè)定即對(duì)系統(tǒng)初始狀態(tài)進(jìn)行賦值，完成對(duì)系統(tǒng)的初始狀態(tài)輸入； 所述拉偏條件設(shè)置是對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、大氣密度攝動(dòng)、大氣溫度攝動(dòng)、風(fēng)干擾大小、開關(guān)機(jī)干擾的大小進(jìn)行設(shè)置； 所述制導(dǎo)與控制參數(shù)設(shè)置是加載彈道并設(shè)置制導(dǎo)與控制中的必要參數(shù)，添加制導(dǎo)與控制算法模塊，根據(jù)Matlab命令窗口提示，運(yùn)行Simulink仿真文件，保存數(shù)據(jù)結(jié)果。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述一種用于高超聲速飛行器控制方法，其特征在于:步驟一中主控軟件的實(shí)現(xiàn)步驟是基于Matlab/Simulink環(huán)境，通過選擇需要的飛行器模型和制導(dǎo)與控制算法模塊實(shí)現(xiàn)離線仿真，并實(shí)時(shí)監(jiān)控仿真數(shù)據(jù)信息； 飛行器模型包括多種不同氣動(dòng)參數(shù)特性的飛行器模型，包括剛體模型，彈性體模型，大氣環(huán)境參數(shù)模型，氣動(dòng)參數(shù)模型； 制導(dǎo)與控制仿真模型方法庫(kù)包括多種方法模型，具體的有參數(shù)化方法，自抗擾方法，預(yù)測(cè)方法，以及舵機(jī)負(fù)載模型，能實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器在不同飛行階段的飛行仿真實(shí)驗(yàn)，充分驗(yàn)證各種控制方法對(duì)不同模型的適用性和控制性能。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述一種用于高超聲速飛行器控制方法，其特征在于:步驟二中性能評(píng)估軟件用于讀取標(biāo)稱模型仿真與蒙特卡洛仿真提供的數(shù)據(jù)，通過與評(píng)估準(zhǔn)則進(jìn)行對(duì)比并顯示評(píng)估結(jié)果； 仿真數(shù)據(jù)結(jié)果，用于Matlab離線仿真，便于仿真分析；性能評(píng)估數(shù)據(jù)用于查看不同控制方法的性能優(yōu)劣；仿真數(shù)據(jù)經(jīng)提取，根據(jù)需要行成的性能評(píng)估體系，對(duì)仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行評(píng)估計(jì)算，獲得最終的評(píng)估結(jié)果。
【文檔編號(hào)】G05B23/00GK104182272SQ201410443071
【公開日】2014年12月3日 申請(qǐng)日期:2014年9月2日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月2日
【發(fā)明者】段廣仁, 梁曉玲, 侯明哲, 譚峰, 吳文娟 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)