[发明专利]高超声速飞行器姿态耦合控制方法

说明书

高超声速飞行器姿态耦合控制方法，涉及高超声速飞行器动力学与控制领域；步骤一、将飞行器运动分解为纵向运动和横航向运动；步骤二、建立高超声速飞行器的8阶运动方程；并根据8阶运动方程建立运动耦合分析简化模型；步骤三、判断运动耦合分析简化模型是否为有利耦合；当为有利耦合，不做处理；当为非有利耦合，确定第一耦合因子K₁；步骤四、计算步骤二中的8阶运动方程的第一特征根λ₁和第二特征根λ₂；对比第一特征根λ₁和第二特征根λ₂；根据对比结果确定第二耦合因子K₂；步骤五、通过第一耦合因子K₁和第二耦合因子K₂对8阶运动方程进行反馈补偿；本发明适用于大升阻比的面对称高超声速飞行器，提高了飞行器滚转机动响应的快速性。

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器动力学与控制领域，特别是一种高超声速飞行器姿态耦合控制方法。

背景技术

高超声速飞行器作为近些年来的颠覆性技术之一，已经成为各军事大国重点发展和竞争的武器装备之一，而相关技术也成为了亟待突破的关键技术。近些年国外的一些飞行试验的失败正是由于尚未认清飞行器的运动机理，无法实现技术突破。这其中，以飞行器的动力学耦合特性及相应的控制技术为代表。高超声速飞行器大升阻比、大机动性、横航向通道严重耦合的特点，使得其动力学耦合问题凸显，已经严重影响了控制能力的进一步释放。美国DARPA的HTV(Hypersonic Technology Vehicle)计划中HTV-2的第一次试飞失败正是因为偏航超出了预期，伴随着耦合激发引起了不必要的滚转，最终超出姿控系统的调节能力，触发了飞行器的坠毁程序。

目前针对高超声速飞行器的动力学耦合特性的认知，更多的还是基于传统的航空飞行器多年积累的经验。无论是运动耦合还是纵向、横航向运动模态的分类方法，均是航空飞行器动力学模型的分析结果。在不考虑高超声速飞行器动力学模型特殊性的情况下，由于气动系数、大气数据等与航空飞行器数学模型中的数据差异较大，因此有必要对高超声速飞行器的动力学耦合特性进行详细分析。而且，传统航空飞行器的动力学模型分析时，将飞行器的纵向和横航向解耦分析，只考虑了横向和航向的动力学耦合，进而提出了荷兰滚模态、滚转模态和螺旋模态的概念。但该分析的前提是小扰动线性化，这样的假设是不适用于大机动飞行的，而对高超声速飞行器来说，高速大机动飞行是其特点，因此考虑纵向和横航向在机动过程中的耦合时很有必要的，而基于纵向和横航向解耦的分析必然会将飞行器的能力大打折扣，甚至获得一些不一致的结果，这对飞行器控制策略的制定和控制器设计来说是致命的，会造成严重的后果。为保证飞行的安全可靠，控制系统只能采用保守设计来对抗不确定性，而这会损失飞行器的一部分机动能力。

目前国内外针对高超声速飞行器的姿态控制方法有很多，以航天飞机为代表的一类以PID为核心的控制方法，重点考虑了横航向耦合，但由于对耦合认知不够完善等原因，仍然采用了相对保守的再入飞行轨迹。随着现代控制理论的发展，越来越多非线性控制方法涌现出来，并被学者们引入到了高超声速飞行器的姿态控制中。但各种非线性控制方法也存在着种种限制条件，如滑模控制等方法为了消除震荡而选择高增益的控制器系数，但这又会提高控制器的敏感度；如神经网络等控制方法又是有着大量的控制器参数，且参数调节并无直观的规律可循。诸如此类的方法，在工程应用中会带来极大的限制。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供高超声速飞行器姿态耦合控制方法，适用于大升阻比的面对称高超声速飞行器，提高了飞行器滚转机动响应的快速性。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

高超声速飞行器姿态耦合控制方法，包括如下步骤：

步骤一、将飞行器运动分解为纵向运动和横航向运动；

步骤二、建立高超声速飞行器的8阶运动方程；并根据8阶运动方程建立运动耦合分析简化模型；