[发明专利]一种对流层间歇滑翔飞行控制方法

权利要求书

1.一种对流层间歇滑翔飞行控制方法，包括以下几个步骤：

步骤一：热上升气流的建模与判断；

采用高斯函数建立上升气流的数学模型，建立高斯函数如下：

w=wpe-[(x-x0)22σx2+(y-y0)22σy2]---(1)]]>

其中，w_p是气流上升速度的峰值，(x₀,y₀)是上升气流中心的位置，(x,y)是飞行器的北向位置和东向位置，σ_x，σ_y是上升气流的范围参数；

假设上升气流的范围参数σ_x＝σ_y＝σ，将式(1)简化为：

w=wpe-[(x-x0)2+(y-y0)22σ2]---(2)]]>

在飞行器飞行前，根据已装载的地图，判断是否存在产生上升气流的地形地貌，结合当时的天气、风向综合预测是否遇到上升气流，及可能进入上升气流区域的位置、时间，在飞行过程中，当飞行器高度变化量Δh'≥ε时，且当前位置处于飞行前预测的上升气流区域内，则判断进入了稳定上升气流区域，进行间歇滑翔飞行，其中，ε为所选取阈值；

步骤二：建立飞行器六自由度非线性模型，并确定不存在上升气流的飞行控制系统的控制律；

作用在飞行器上的力包括：

发动机推力δ_t，假设发动机推力的方向与机体纵轴方向重合；

气动阻力：

D＝C_DQS(3)

气动升力：

L＝C_LQS(4)

气动侧力：

Y＝C_YQS(5)

力矩包括：

俯仰力矩：

M＝C_mQSC_A(6)

偏航力矩：

N＝C_nQSb(7)

滚转力矩：

L‾=ClQSb---(8)]]>

其中：C_D,C_L,C_Y分别为相应的力系数，C_m,C_n,C_l为相应的力矩系数，Q=12rv2,]]>为气流的动压，其中r为大气密度，v为气流相对速度，S为飞行器的特征面积，C_A为飞行器的特征长度，b为翼展；建立飞行器动力学与运动学方程如下：

其中，V表示速度、m表示飞行器质量、α表示攻角、β表示侧滑角、p表示滚转角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、φ表示滚转角、θ表示俯仰角、ψ表示偏航角、x表示东向位置、y表示南向位置、h表示高度；μ为航迹倾角、为航迹偏角；G_x为重力在气流坐标系x轴的投影，G_y为重力在气流坐标系y轴的投影，G_z为重力在气流坐标系z轴的投影，Σ、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈为中间量；I_X为X轴转动惯量、I_Z为Z轴转动惯量、I_Y为Y轴转动惯量、I_XZ为惯量积；

Gx=m·g·(-cos(α)·cos(β)·sin(θ)+sin(β)·sin(φ)·cos(θ)+sin(α)·cos(β)·cos(φ)·cos(θ))Gy=m·g·(cos(α)·sin(β)·sin(θ)+cos(β)·sin(φ)·cos(θ)-sin(α)·sin(β)·cos(φ)·cos(θ))Gz=m·g·(sin(α)·sin(θ)+cos(α)·cos(φ)·cos(θ))Σ=IX·IZ-IXZ·IXZc1=((IY-IZ)·IZ-IXZ·IXZ)/Σc2=(IX-IY+IZ)·IXZ/Σc3=IZ/Σc4=IXZ/Σc5=(IZ-IX)/IYc6=IXZ/IYc7=1/IYc8=(IX·(IX-IY)+IXZ·IXZ)/Σc9=IX/Σ---(10)]]>

其中，g为重力加速度；

几何关系方程为：

其中，γ为航迹滚转角；

舵机模型采用具有限幅环节的一阶惯性环节舵机模型：

δ·=(-δ+Kδ·δ*)/Tδ---(12)]]>

其中，δ为舵面偏角，δ^*为舵面偏角指令K_δ为舵机放大系数，T_δ为舵机时间常数；

纵向通道：选择纵向运动状态向量为X＝[α,q,θ,h,δ_e]，其中δ_e为升降舵偏角，δ_e^*为升降舵偏角指令，当飞行器水平无侧滑飞行时，纵向运动状态方程为：

α·=(-δt·sin(α)-L+m·V·(-p·cos(α)·sin(β)+q·cos(β)-r·sin(α)·sin(β))+Gz)/(m·V·cos(β))q·=c5·p·r-c6·(p2-r2)+c7·Mθ·=q·cos(φ)-r·sin(φ)h·=V·sin(μ)δ·e=(-δe+Kδ·δe*)/Tδ---(13)]]>

对应纵向通道动态方程组，得到其对应的线性微分方程组：

X·P=APXP+BPuP---(14)]]>

式中，X_p为纵向方程组(13)各状态对应的增量形式，A_p为状态矩阵，B_p为控制矩阵，u_p为方程组(13)各控制量对应的增量形式；

横侧向通道：选取横侧向状态向量为X＝[β,p,r,ψ,φ,δ_a,δ_r]，其中δ_a,δ_r为分别为副翼偏角和方向舵偏角，δ_a^*,δ_r^*为对应的偏角指令，横侧向运动状态方程为：

β·=(-δt·cos(α)·sin(β)+Y-m·V·(-p·sin(α)+r·cos(α))+Gy)/(m·V)p·=(c1·r+c2·p)·q+c3·L‾+c4·Nr·=(c8·p-c2·r)·q+c4·L‾+c9·Nφ·=p+(r·cos(φ)+q·sin(φ))·tan(θ)ψ·=(r·cos(φ)+q·sin(φ))/cos(θ)δ·a=(-δa+Kδ·δa*)/Tδδ·r=(-δr+Kδ·δr*)/Tδ---(15)]]>

对横侧向通道动态方程组，得到其对应的线性微分方程组：

X·YR=AYRXYR+BYRuYR---(16)]]>

式中，X_YR为横侧向方程组(15)各状态对应的增量形式，A_YR为状态矩阵，B_YR为控制矩阵，u_YR为方程组(15)各控制量对应的增量形式；

利用最优二次型方法设计控制律，控制器结构为：

其中，k为通过LQR方法求出的控制器参数，下标表示对应的被控状态；油门根据速度进行调整，对油门的控制如下，其中δ_tc为发动机怠速推力，δ_t^*为发动机推力指令，

δ_t^*＝δ_tc+k_t(V-V^*)(18)

将控制器简化为：

步骤三：间歇滑翔飞行控制方法；

飞行器在定高巡航飞行时，当Δh'＜ε时，判断不存在上升气流或气流不适宜间歇滑翔，飞行器继续定高巡航飞行，其中，Δh'为通过低通滤波器的高度差，τ₁表示低通滤波器时间常数，s是传递函数中的变量符号，当Δh'≥ε时，判断有上升气流，当飞行器进入稳定的上升气流区域，采用最优包线下界约束控制方法进行爬升；

最优包线下界约束控制方法，具体为：

舵面控制指令变为：

当爬升时速度大于巡航速度时，发动机油门保持不变，当爬升速度小于巡航速度时，调节油门控制速度为巡航速度V_c：

δt=δtc,if V>Vcδt=f(V,Vc),if V<Vc---(22)]]>

当飞行器爬升到最大高度时，开始向目标滑翔飞行，发动机调节到最小燃油工作状态，δ_t＝δ_tmin，滑翔方案以最终飞行时间最长或射程最大为目标，升降舵控制指令如公式(23)，其他舵面指令仍为公式(19)所示：

δ_e^*＝k_α(α-α^*)+k_qq+k_θ(θ-θ^*)(23)

当下滑到巡航高度后，结束滑翔，调节到定高巡航飞行状态，完成一个滑翔周期，如果再次遇到上升气流则重复飞行过程，直至进入末制导段或其他飞行任务阶段。