[发明专利]一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台

说明书

本发明提供一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台，所述仿真平台包括参数设置子系统、轨迹优化子系统、制导解算子系统、姿态控制子系统、动力学运动学模型子系统以及导航解算子系统。

技术领域

本发明属于高超声速技术领域，具体为一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台。

背景技术

利用飞行试验对所设计的高超声速飞行器进行气动外形和稳定特性验证是国内外通常采用的技术手段。要达到试飞器试验条件，通常利用火箭助推器采用顶推方式将其加速到4～5马赫。受高动压区分离条件和气动布局限制，助推段飞行无法使用整流罩来改善其气动特性，因此位于头部的试飞器高升阻比的气动特性必然会导致整个飞行器纵向通道压心前移，大大增加了飞行器俯仰运动的静不稳定度，使控制系统的设计面临巨大挑战。

助推段飞行高度可达20km，速度可达4～5马赫，高超声速试飞器及助推火箭从零速起飞到分离过程速度变化大，具有飞行环境变化剧烈，过载大的特点。高速的再入带来热流问题，速度、高度的变化导致飞行模型的参数变化剧烈，使得助推段控制问题具有非线性强耦合的特点。并且，实际飞行中组合体的俯仰通道的静不稳定性容易造成解体，造成安全隐患。

现有的方案中仅有适用于导弹、火箭等轴对称飞行器控制系统仿真的平台。

高超声速试飞器及助推火箭拥有非常复杂的系统结构和多样化的系统部件，对控制系统仿真平台提出了更高的技术要求，并且目前没有专门用于高超声速试飞器助推段控制系统仿真的方案和产品面世，为了提高高超声速试飞器助推段控制系统开发效率，缩短开发周期，以尽量小的成本发现并纠正可能出现的故障，需要寻求一种专用的控制系统仿真平台来解决以上问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台，以解决上述技术问题。

本发明通过下述技术方案实现：

本发明提供一种高超声速试飞器助推段控制系统仿真平台，所述仿真平台包括参数设置子系统.、轨迹优化子系统、制导解算子系统、姿态控制子系统、动力学运动学模型子系统以及导航解算子系统。

可选的，所述参数设置子系统包括：仿真参数设置模块、动力学运动学参数设置模块、动力参数设置模块、气动设置模块以及偏差设置模块；所述仿真参数设置模块为系统初始化设置，所述动力参数设置模块、气动设置模块以及偏差设置模块与所述制导解算子系统、姿态控制子系统和动力学运动学模型子系统连接，所述动力学运动学参数设置模块与所述动力学运动学模型子系统连接。

所述仿真参数设置模块，用于设置仿真时间、积分步长、仿真试验次数；

所述动力学运动学模型参数设置模块，用于设置组合体质心初始位置、初始速度、初始姿态角、初始姿态角速度；

所述动力参数设置模块，用于设置火箭发动机个数、安装位置、偏心角度及推力大小；

所述气动参数设置模块，用于设置组合体的特征面积、特征长度和升力系数、阻力系数、侧向力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数、风场参数及舵偏效率；

所述参数偏差设置模块，用于确定各参数拉偏范围和发生概率。

可选的，所述动力学运动学模型参数设置模块、所述动力参数设置模块、所述气动参数设置模块、所述参数偏差设置模块与所述制导解算子系统、所述姿态控制子系统、所述动力学运动学模型子系统相连；所述仿真参数设置模块为系统初始化设置，所述动力参数设置模块、气动设置模块以及偏差设置模块与所述制导解算子系统、姿态控制子系统和动力学运动学模型子系统连接，所述动力学运动学参数设置模块与所述动力学运动学模型子系统连接。

可选的，所述轨迹优化子系统与所述制导解算子系统相连，所述轨迹优化子系统用于通过弹道优化为所述制导解算子系统提供轨迹。