本發(fā)明屬于控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種吸氣式巡航導(dǎo)彈的速度控制建模方法。

背景技術(shù)：

巡航導(dǎo)彈采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，其優(yōu)點(diǎn)是比沖高且推力連續(xù)可調(diào)，這使得速度精確控制成為可能，從而滿足各種飛行任務(wù)要求。

傳統(tǒng)導(dǎo)彈的速度控制是通過舵偏調(diào)節(jié)攻角來(lái)實(shí)現(xiàn)的，而攻角剖面又受彈道的約束，因此無(wú)法實(shí)現(xiàn)速度的精確控制。巡航導(dǎo)彈相比傳統(tǒng)導(dǎo)彈，其多了一維控制變量，通過燃?xì)饬髁?或余氣系數(shù))來(lái)調(diào)節(jié)推力，同時(shí)通過舵偏調(diào)節(jié)攻角，兩者匹配實(shí)現(xiàn)速度的精確控制，完成加速爬升、巡航和減速下壓攻擊等任務(wù)。

巡航導(dǎo)彈的推力性能與飛行狀態(tài)、彈體姿態(tài)、飛行環(huán)境等密切相關(guān)，故其速度控制的約束強(qiáng)，難度大。在總體性能一定的基礎(chǔ)上，如何駕馭好沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以充分發(fā)揮其性能，如何設(shè)計(jì)高效合理的控制方法提高速度控制精度，建立準(zhǔn)確的速度控制模型是解決上述問題的關(guān)鍵技術(shù)之一，速度控制模型是評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)性能、設(shè)計(jì)控制器、完成地面仿真、實(shí)現(xiàn)技術(shù)指標(biāo)的基礎(chǔ)與核心。

本發(fā)明給出了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的描述方法，根據(jù)使用目的的不同提出了面向仿真的巡航導(dǎo)彈的速度控制全量模型建模方法、面向控制的小擾動(dòng)模型建模方法，為巡航導(dǎo)彈的性能評(píng)估和控制器設(shè)計(jì)奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提出的巡航導(dǎo)彈速度控制建模方法，給出了速度控制回路的組成及建模流程，具體包括沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的建模方法、面向仿真的速度回路全量模型、速度回路與高度回路、姿態(tài)回路的解耦方法、面向控制的小擾動(dòng)模型。

一種巡航導(dǎo)彈的速度控制建模方法，包括如下步驟：

(1)建立沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型

所述沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型包括靜態(tài)模型和動(dòng)態(tài)模型，靜態(tài)模型包括推力模型和靜壓裕度模型，以插值表的形式表示；動(dòng)態(tài)模型包括燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)特性和燃燒室特性，可通過理論建模和試驗(yàn)驗(yàn)證的方法獲得；

(2)建立面向仿真的速度控制模型

所述巡航導(dǎo)彈的速度控制模型由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、大氣環(huán)境、測(cè)量裝置、控制器和彈體五部分組成，大氣環(huán)境模型根據(jù)飛行狀態(tài)輸出來(lái)流參數(shù)，從而獲得空氣流量計(jì)算推力和 喘振裕度，測(cè)量裝置模型測(cè)量敏感彈體運(yùn)動(dòng)給出導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)信息，控制器模型則根據(jù)測(cè)量裝置模型給出的運(yùn)動(dòng)信息按照預(yù)定速度進(jìn)行控制，給出燃?xì)饬髁恐噶睿⑤斔徒o固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)燃?xì)饬髁恐噶?，并與當(dāng)前的空氣流量混合燃燒產(chǎn)生推力，從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的速度控制；

(3)建立速度控制的小擾動(dòng)模型

所述巡航導(dǎo)彈小擾動(dòng)狀態(tài)方程為

其中，e_i,i＝1,2…,6分別表征速度、燃?xì)饬髁?、高度、攻角、舵偏角和彈道傾角對(duì)導(dǎo)彈速度的影響系數(shù)；c_i,i＝1,2…,4分別表征攻角、彈道傾角、舵偏角和速度改變導(dǎo)彈速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分別表征各參數(shù)產(chǎn)生的氣動(dòng)力改變繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的能力，ΔX表示某參數(shù)X的偏差量，X的含義如下：V為導(dǎo)彈速度，θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角，為俯仰角，ω為彈體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，為俯仰舵偏，為燃?xì)饬髁浚?/p>

當(dāng)e₄,e₅,e₆遠(yuǎn)小于e₂時(shí)，速度控制器可采用單入單出的控制理論進(jìn)行單獨(dú)設(shè)計(jì)；當(dāng)e₄,e₅,e₆不可忽略時(shí)，則采用多入多出的控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì)。

所述大氣環(huán)境模型用以高度為自變量的插值表的形式表示，測(cè)量裝置用測(cè)量精度和二階傳遞函數(shù)表示，彈體用飛行力學(xué)中的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程表示。

本發(fā)明的有益效果如下：本發(fā)明給出了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的描述方法，有效考慮了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性對(duì)速度控制的影響，提高了建模精度。本發(fā)明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了彈體、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、大氣環(huán)境、測(cè)量裝置和控制器之間的接口關(guān)系，為發(fā)動(dòng)機(jī)性能和總體性能評(píng)估、、技術(shù)指標(biāo)實(shí)現(xiàn)提供基礎(chǔ)。本發(fā)明提出的面向控制的小擾動(dòng)模型建模方法，為速度控制器設(shè)計(jì)提供合理的設(shè)計(jì)模型，可有效提高控制品質(zhì)。

附圖說(shuō)明

圖1是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)模型的原理圖；

圖2是本發(fā)明解耦后的速度控制回路框圖；

圖3是傳統(tǒng)導(dǎo)彈的速度控制原理圖；

圖4本發(fā)明提出的巡航導(dǎo)彈的速度控制原理圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。顯然，所描述的 實(shí)施例僅僅是本發(fā)明的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明的實(shí)施例，本領(lǐng)域技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明要求保護(hù)的范圍。

首先進(jìn)行沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的建模，考慮到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)閉環(huán)控制的小系統(tǒng)，其動(dòng)態(tài)特性不能忽略。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型分別用靜態(tài)模型和動(dòng)態(tài)模型兩部分來(lái)描述，如圖1所示。靜態(tài)模型是指在不同來(lái)流狀態(tài)和燃?xì)饬髁?或余氣系數(shù))下的穩(wěn)態(tài)推力性能和靜壓裕度情況，以插值表的形式表示。動(dòng)態(tài)特性描述了從燃?xì)饬髁?或余氣系數(shù))指令到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力過程中的延遲、響應(yīng)時(shí)間、超調(diào)量等，可通過理論建模和試驗(yàn)驗(yàn)證的方法獲得。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)特性由兩部分組成，即燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)特性和燃燒室特性G_P。

根據(jù)速度控制原理可將巡航導(dǎo)彈的速度控制回路由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、大氣環(huán)境、測(cè)量裝置、控制器和彈體五部分組成，其接口關(guān)系如圖4所示，大氣環(huán)境模型主要用于建立飛行狀態(tài)與來(lái)流參數(shù)之間的關(guān)系，從而獲得空氣流量計(jì)算推力和喘振裕度。測(cè)量裝置敏感彈體運(yùn)動(dòng)給出導(dǎo)彈的運(yùn)動(dòng)信息，如高度、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角等；控制器則根據(jù)測(cè)量裝置測(cè)量到的運(yùn)動(dòng)信息按照預(yù)定速度進(jìn)行控制，給出合理的燃?xì)饬髁恐噶?，并輸送給固沖發(fā)動(dòng)機(jī)，固沖發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)燃?xì)饬髁恐噶?，并與當(dāng)前的空氣流量混合燃燒產(chǎn)生推力，從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的速度控制。該速度控制回路有效的反映了各組成部分的接口關(guān)系，根據(jù)圖4可以快速的建立速度控制模型，便于數(shù)學(xué)仿真分析。

設(shè)導(dǎo)彈相對(duì)于縱向平面對(duì)稱，且以接近于垂直平面彈道飛行(側(cè)向參數(shù)很小)，則導(dǎo)彈的速度運(yùn)動(dòng)與高度、俯仰姿態(tài)運(yùn)動(dòng)共同構(gòu)成縱向運(yùn)動(dòng)，全量運(yùn)動(dòng)方程如下：

其中，為考慮了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的推力；為燃?xì)饬髁恐噶?；H為高度；V為導(dǎo)彈速度；F_qx1,F_qy1分別為沿彈道x軸和y軸的氣動(dòng)力；m為彈體質(zhì)量；g為重力加速度；為俯仰角；θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角；α為攻角；M_z1為俯仰力矩；J_z1為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；ω為彈體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度；為俯仰舵偏。

方程(1)與傳統(tǒng)導(dǎo)彈的不同在于兩方面：一是推力考慮了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)特性；二是輸 入變量由一維(舵偏)變?yōu)閮删S(舵偏和燃?xì)饬髁?。

下面進(jìn)行面向控制的小擾動(dòng)模型建模：

采用“小擾動(dòng)”的假設(shè)，在平衡點(diǎn)處對(duì)方程(1)進(jìn)行泰勒展開，去掉高次項(xiàng)得到對(duì)應(yīng)的小擾動(dòng)方程如下：

其中，d₁、d₂分別表征速度和彈道傾角改變高度的能力；e_i,i＝1,2…,6分別表征速度、燃?xì)饬髁?、高度、攻角、舵偏角和彈道傾角對(duì)導(dǎo)彈速度的影響系數(shù)；c_i,i＝1,2…,4分別表征攻角、彈道傾角、舵偏角和速度改變導(dǎo)彈速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分別表征各參數(shù)產(chǎn)生的氣動(dòng)力改變繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的能力，Δ表示某參數(shù)的偏差量，如ΔV為表示導(dǎo)彈速度V的偏差量，為燃?xì)饬髁康钠盍俊?/p>

由上式知，高度運(yùn)動(dòng)、速度運(yùn)動(dòng)與姿態(tài)運(yùn)動(dòng)耦合，故需分析三個(gè)運(yùn)動(dòng)的交連情況，分析解耦設(shè)計(jì)的可能性。由于高度變化和速度變化對(duì)應(yīng)于彈體的長(zhǎng)周期，對(duì)導(dǎo)彈姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響較小，故可忽略高度運(yùn)動(dòng)和速度運(yùn)動(dòng)對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響，姿態(tài)運(yùn)動(dòng)回路可獨(dú)立設(shè)計(jì)。同理，可忽略高度運(yùn)動(dòng)對(duì)速度運(yùn)動(dòng)的影響。對(duì)于采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈速度運(yùn)動(dòng)，其阻力和推力均與彈體姿態(tài)緊密相關(guān)，由式(2)中的e₄、e₅可知，攻角和舵偏角對(duì)速度運(yùn)動(dòng)的影響較大，且姿態(tài)運(yùn)動(dòng)快于速度運(yùn)動(dòng)，故速度運(yùn)動(dòng)需考慮姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響。當(dāng)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)劇烈時(shí)，對(duì)速度回路的響應(yīng)特性要求高，從而提出對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的快響應(yīng)特性，以滿足速度精度控制的需求。

式(2)可寫為狀態(tài)方程如式(3)。

e_i,i＝1,2…,6分別表征速度、燃?xì)饬髁?、高度、攻角、舵偏角和彈道傾角對(duì)導(dǎo)彈速度的影響系數(shù)；c_i,i＝1,2…,4分別表征攻角、彈道傾角、舵偏角和速度改變導(dǎo)彈速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分別表征各參數(shù)產(chǎn)生的氣動(dòng)力改變繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的能力。ΔX表示某參數(shù)X的偏差量，X的含義如下：V為導(dǎo)彈速度，θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角，為俯仰角，ω為彈體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，為俯仰舵偏，為燃?xì)饬髁俊?/p>

當(dāng)e₄,e₅,e₆遠(yuǎn)小于e₂時(shí)，則可將姿態(tài)運(yùn)動(dòng)對(duì)速度運(yùn)動(dòng)的耦合作為干擾處理，從而速度回路可采用單入單出的經(jīng)典控制理論進(jìn)行單獨(dú)設(shè)計(jì)，速度回路對(duì)應(yīng)的控制框圖如圖2所示。

當(dāng)e₄,e₅,e₆不可忽略時(shí)，則需進(jìn)行速度回路與姿態(tài)回路的聯(lián)合設(shè)計(jì)，采用多入多出的控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì)。

依據(jù)本發(fā)明提供的巡航導(dǎo)彈的速度控制建模方法，可以有效開展速度控制仿真模型和小擾動(dòng)模型的建立，進(jìn)行速度控制器設(shè)計(jì)與仿真，評(píng)價(jià)總體性能并完成飛行任務(wù)。

對(duì)所公開的實(shí)施例的上述說(shuō)明，使本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員能夠?qū)崿F(xiàn)或使用本發(fā)明。對(duì)這些實(shí)施例的多種修改對(duì)本領(lǐng)域的專利技術(shù)人員來(lái)說(shuō)是顯而易見的，本文中所定義的一般原理可以在不脫離本發(fā)明范圍的情況下，在其他實(shí)施例中實(shí)現(xiàn)。因此，本發(fā)明將不會(huì)被限制于本文所示的這些實(shí)施例，而是要符合與本文所公開的原理和新穎特點(diǎn)相一致的最寬范圍。