[发明专利]一种对流层间歇滑翔飞行控制方法

摘要

本发明公开了一种对流层间歇滑翔飞行控制方法，属于飞行控制技术领域，具体涉及一种适用于飞行器在对流层区域合理的利用上升气流实现飞行器航时或射程的增加。包括步骤一：热上升气流的建模与判断；步骤二：飞行器建模并设计不存在上升气流时的控制律；步骤三：间歇滑翔飞行控制方法。本发明提出了利用大气能量进行间歇滑翔飞行的控制方法，显著提高了飞行器的留空时间和射程，对飞行器实现长航时、远射程、巡逻攻击的作战目标具有重要意义。该发明可广泛应用于小型无人机和小型巡航弹，能够有效提高无人机及巡航导弹的作战效能。

主权项

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=w_p{e}^{-\[\frac{{\left(x-x_0\right)}^2}{2{{\mathrm{\σ}}_x}^2}+\frac{{\left(y-y_0\right)}^2}{2{{\mathrm{\σ}}_y}^2}\]}---\left(1\right)$其中，w_p是气流上升速度的峰值，(x₀,y₀)是上升气流中心的位置，(x,y)是飞行器的北向位置和东向位置，σ_x，σ_y是上升气流的范围参数；假设上升气流的范围参数σ_x＝σ_y＝σ，将式(1)简化为：$w=w_p{e}^{-\[\frac{{\left(x-x_0\right)}^2+{\left(y-y_0\right)}^2}{2{\mathrm{\σ}}^2}\]}---\left(2\right)$在飞行器飞行前，根据已装载的地图，判断是否存在产生上升气流的地形地貌，结合当时的天气、风向综合预测是否遇到上升气流，及可能进入上升气流区域的位置、时间，在飞行过程中，当飞行器高度变化量Δh'≥ε时，且当前位置处于飞行前预测的上升气流区域内，则判断进入了稳定上升气流区域，进行间歇滑翔飞行，其中，ε为所选取阈值；步骤二：建立飞行器六自由度非线性模型，并确定不存在上升气流的飞行控制系统的控制律；作用在飞行器上的力包括：发动机推力δ_t，假设发动机推力的方向与机体纵轴方向重合；气动阻力：D＝C_DQS    (3)气动升力：L＝C_LQS    (4)气动侧力：Y＝C_YQS   (5)力矩包括：俯仰力矩：M＝C_mQSC_A   (6)偏航力矩：N＝C_nQSb   (7)滚转力矩：$\stackrel{\‾}{L}=C_{l}QSb---\left(8\right)$其中：C_D,C_L,C_Y分别为相应的力系数，C_m,C_n,C_l为相应的力矩系数，$Q=\frac{1}{2}{\mathrm{rv}}^2,$为气流的动压，其中r为大气密度，v为气流相对速度，S为飞行器的特征面积，C_A为飞行器的特征长度，b为翼展；建立飞行器动力学与运动学方程如下：其中，V表示速度、m表示飞行器质量、α表示攻角、β表示侧滑角、p表示滚转角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、φ表示滚转角、θ表示俯仰角、ψ表示偏航角、x表示东向位置、y表示南向位置、h表示高度；μ为航迹倾角、为航迹偏角；G_x为重力在气流坐标系x轴的投影，G_y为重力在气流坐标系y轴的投影，G_z为重力在气流坐标系z轴的投影，Σ、c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈为中间量；I_X为X轴转动惯量、I_Z为Z轴转动惯量、I_Y为Y轴转动惯量、I_XZ为惯量积；$\left\{\begin{array}{c}{G}_x=m\·g\·(-\cos \left(\mathrm{\α}\right)\·\cos \left(\mathrm{\β}\right)\·\sin \left(\mathrm{\θ}\right)+\sin \left(\mathrm{\β}\right)\·\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\·\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\\ +\sin \left(\mathrm{\α}\right)\·\cos \left(\mathrm{\β}\right)\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\·\cos \left(\mathrm{\θ}\right))\\ G_y=m\·g\·(\cos \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\β}\right)\·\sin \left(\mathrm{\θ}\right)+\cos \left(\mathrm{\β}\right)\·\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\·\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\\ -\sin \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\β}\right)\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\·\cos \left(\mathrm{\θ}\right))\\ G_z=m\·g\·\left(\sin \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\θ}\right)+\cos \left(\mathrm{\α}\right)\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)\·\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\right)\\ \mathrm{\Σ}=I_X\·I_Z-I_{XZ}\·I_{XZ}\\ c_1=\left(\left(I_Y-I_Z\right)\·I_Z-I_{XZ}\·I_{XZ}\right)/\mathrm{\Σ}\\ c_2=\left(I_X-I_Y+I_Z\right)\·I_{XZ}/\mathrm{\Σ}\\ c_3=I_Z/\mathrm{\Σ}\\ c_4=I_{XZ}/\mathrm{\Σ}\\ c_5=\left(I_Z-I_X\right)/I_Y\\ c_6=I_{XZ}/I_Y\\ c_7=1/I_Y\\ c_8=\left(I_X\·\left(I_X-I_Y\right)+I_{XZ}\·I_{XZ}\right)/\mathrm{\Σ}\\ c_9=I_X/\mathrm{\Σ}\end{array}\right.---\left(10\right)$其中，g为重力加速度；几何关系方程为：其中，γ为航迹滚转角；舵机模型采用具有限幅环节的一阶惯性环节舵机模型：$\stackrel{\·}{\mathrm{\δ}}=(-\mathrm{\δ}+K_{\mathrm{\δ}}\·{\mathrm{\δ}}^{*})/T_{\mathrm{\δ}}---\left(12\right)$其中，δ为舵面偏角，δ^*为舵面偏角指令K_δ为舵机放大系数，T_δ为舵机时间常数；纵向通道：选择纵向运动状态向量为X＝[α,q,θ,h,δ_e]，其中δ_e为升降舵偏角，δ_e^*为升降舵偏角指令，当飞行器水平无侧滑飞行时，纵向运动状态方程为：$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=(-{\mathrm{\δ}}_t\·\sin \left(\mathrm{\α}\right)-L+m\·V\·(-p\·\cos \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\β}\right)\\ +q\·\cos \left(\mathrm{\β}\right)-r\·\sin \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\β}\right))+G_z)/\left(m\·V\·\cos \left(\mathrm{\β}\right)\right)\\ \stackrel{\·}{q}=c_5\·p\·r-c_6\·\left(p^2-r^2\right)+c_7\·M\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=q\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)-r\·\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\\ \stackrel{\·}{h}=V\·\sin \left(\mathrm{\μ}\right)\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\δ}}}_e=\left(-{\mathrm{\δ}}_e+K_{\mathrm{\δ}}\·{\mathrm{\δ}}_e^{*}\right)/T_{\mathrm{\δ}}\end{array}\right.---\left(13\right)$对应纵向通道动态方程组，得到其对应的线性微分方程组：${\stackrel{\·}{X}}_P=A_P{X}_P+B_P{u}_P---\left(14\right)$式中，X_p为纵向方程组(13)各状态对应的增量形式，A_p为状态矩阵，B_p为控制矩阵，u_p为方程组(13)各控制量对应的增量形式；横侧向通道：选取横侧向状态向量为X＝[β,p,r,ψ,φ,δ_a,δ_r]，其中δ_a,δ_r为分别为副翼偏角和方向舵偏角，δ_a^*,δ_r^*为对应的偏角指令，横侧向运动状态方程为：$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}=(-{\mathrm{\δ}}_t\·\cos \left(\mathrm{\α}\right)\·\sin \left(\mathrm{\β}\right)+Y-m\·V\·(-p\·\sin \left(\mathrm{\α}\right)\\ +r\·\cos \left(\mathrm{\α}\right))+G_y)/\left(m\·V\right)\\ \stackrel{\·}{p}=\left(c_1\·r+c_2\·p\right)\·q+c_3\·\stackrel{\‾}{L}+c_4\·N\\ \stackrel{\·}{r}=\left(c_8\·p-c_2\·r\right)\·q+c_4\·\stackrel{\‾}{L}+c_9\·N\\ \stackrel{\·}{\overline{)\mathrm{\φ}}}=p+\left(r\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)+q\·\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\right)\·\tan \left(\mathrm{\θ}\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\left(r\·\cos \left(\mathrm{\φ}\right)+q\·\sin \left(\mathrm{\φ}\right)\right)/\cos \left(\mathrm{\θ}\right)\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\δ}}}_a=\left(-{\mathrm{\δ}}_a+K_{\mathrm{\δ}}\·{\mathrm{\δ}}_a^{*}\right)/T_{\mathrm{\δ}}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\δ}}}_r=\left(-{\mathrm{\δ}}_r+K_{\mathrm{\δ}}\·{\mathrm{\δ}}_r^{*}\right)/T_{\mathrm{\δ}}\end{array}\right.---\left(15\right)$对横侧向通道动态方程组，得到其对应的线性微分方程组：${\stackrel{\·}{X}}_{YR}=A_{YR}{X}_{YR}+B_{YR}{u}_{YR}---\left(16\right)$式中，X_YR为横侧向方程组(15)各状态对应的增量形式，A_YR为状态矩阵，B_YR为控制矩阵，u_YR为方程组(15)各控制量对应的增量形式；利用最优二次型方法设计控制律，控制器结构为：其中，k为通过LQR方法求出的控制器参数，下标表示对应的被控状态；油门根据速度进行调整，对油门的控制如下，其中δ_tc为发动机怠速推力，δ_t^*为发动机推力指令，δ_t^*＝δ_tc+k_t(V‑V^*)    (18)将控制器简化为：步骤三：间歇滑翔飞行控制方法；飞行器在定高巡航飞行时，当Δh'＜ε时，判断不存在上升气流或气流不适宜间歇滑翔，飞行器继续定高巡航飞行，其中，Δh'为通过低通滤波器的高度差，τ₁表示低通滤波器时间常数，s是传递函数中的变量符号，当Δh'≥ε时，判断有上升气流，当飞行器进入稳定的上升气流区域，采用最优包线下界约束控制方法进行爬升；最优包线下界约束控制方法，具体为：舵面控制指令变为：当爬升时速度大于巡航速度时，发动机油门保持不变，当爬升速度小于巡航速度时，调节油门控制速度为巡航速度V_c：$\left\{\begin{array}{cc}{\mathrm{\δ}}_t={\mathrm{\δ}}_{tc},& ifV\>V_c\\ {\mathrm{\δ}}_t=f(V,V_c),& ifV\<V_c\end{array}\right.---\left(22\right)$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。