高速轴对称飞行器复合控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种高速轴对称飞行器复合控制方法，用于解决现有拦截导弹直接力和气动力复合控制方法稳定性差的技术问题。技术方案是采用变质心和气动舵复合控制，在定义变质心控制方式的基础上，制定复合控制方案下的指令分配策略；然后通过对高速飞行器的受力分析建立面向控制的动力学模型；进而确定变质心机构的总体方案；再取弹道特征点完成控制系统的设计。该方法引入变质心机构，有效地避免了【背景技术】控制方法稳定性差的技术问题，在获得较大控制力矩的同时尽可能的减少能量消耗，有利于高速飞行器做长时间、大空域的再入飞行；而采用与气动舵复合的方式，简化了滑块执行机构的工作模式，提高了系统的稳定性。
【专利说明】高速轴对称飞行器复合控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种高速轴对称飞行器控制方法，特别是涉及一种高速轴对称飞行器复合控制方法。
【背景技术】
[0002]现有的高速飞行器具有飞行速度高、飞行空域大、机动能力强的特点，由于长时间的高空飞行，空气密度低导致飞行器的系统效率大大降低，使得可用过载大幅度下降，由此对高速飞行器传统的气动控制提出了严峻的挑战。直接力和气动力复合控制技术是一种目前被广泛采用的飞行器控制技术。其原理是通过安装在飞行器上的大量侧向喷射微型发动机产生燃气动力，直接对飞行器产生力矩来迅速改变飞行器的姿态，快速建立气动角，从而实现飞行器的大机动性，有效避免高空气动效率降低带来的过载能力不足。
[0003]文献“拦截导弹直接力和气动力复合控制问题研究《弹箭与制导学报》2005，Vol.25N0.4”公开了一种拦截导弹直接力和气动力复合控制方法。该方法以拦截弹直接力和气动力的复合控制系统为研究对象，首先建立了导弹的数学模型，然后通过非线性动态逆方法设计了控制律，提出了舵机和侧向喷流发动机作为执行机构的拦截导弹复合控制方案，最后仿真比较了纯气动控制和复合控制的控制效果，初步结果表明直接力和气动力复合控制能够缩短响应时间，加强机动能力，提高敏捷性。
[0004]但是，导弹在进行侧喷直接力控制的同时，侧向喷流除产生本身的推力作用外，还会在低空对导弹外流场产生很强的干扰作用，进而使弹体受到相对于导弹横轴的倾覆力矩，影响导弹的稳定性。
【发明内容】
[0005]为了克服现有拦截导弹直接力和气动力复合控制方法稳定性差的不足，本发明提供一种高速轴对称飞行器复合控制方法。该方法采用变质心和气动舵复合控制，在定义变质心控制方式的基础上，制定复合控制方案下的指令分配策略；然后通过对高速飞行器的受力分析建立面向控制的动力学模型；进而确定变质心机构的总体方案；再取弹道特征点完成控制系统的设计。该方法在气动舵实现滚动通道稳定的基础上，利用变质心机动控制调节飞行器的姿态角变化并建立起相应的配平攻角和配平侧滑角，最终实现对飞行器质心的机动控制，使它按一定的弹道轨迹运动。引入变质心机构可以有效避免传统直接控制带来的喷流与直接力的扰以及伴随的下洗流场改变问题，在获得较大控制力矩的同时尽可能的减少能量消耗，有利于高速飞行器做长时间、大空域的再入飞行；而采用与气动舵复合的方式，可以有效避免单一变质心控制带来的通道间控制耦合问题，也简化了滑块执行机构的工作模式，提高了系统的稳定性。
[0006]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:一种高速轴对称飞行器复合控制方法，其特点是采用以下步骤:
[0007]步骤一、制定复合控制方案下的指令分配策略。[0008]采用三轴稳定再入飞行器的控制方式，俯仰、偏航通道通过两滑块来进行控制，滚动通道利用差动副翼来实行控制。
[0009]步骤二、分析高速轴对称飞行器再入段受到的外力和外力矩并建立面向控制的动力学模型。
[0010]子步骤1、系统描述与坐标系定义。
[0011 ] 变质心和气动舵复合控制的飞行器由壳体B、活动质量块my和活动质量块mz组成，其中活动质量块my在本体坐标系X1Oy1平面内且运动方向沿Oy1轴,活动质量块mz在X1Ozi平面内且运动方向沿Oz1轴。相对于整个飞行器来说，活动质量块my和活动质量块mz视为质点。任一时刻飞行器壳体的质心为O,系统的质心为S,作用在整个系统上的力有地球引力G和空气动力R。滚动通道通过差动副翼来控制其稳定，俯仰和偏航通道用移动活动质量块my和活动质量块mz来进行控制。整个系统被看成是多刚体系统。
[0012]采用不同的坐标系对飞行器的运动学和动力学方程及参数进行定义。
[0013]惯性系选取地面系Axyz，坐标原点A为再入时刻飞行器壳体质心O与地心Oe的连线在地球表面上的交点，Ax平行于水平面且指向目标方向为正，Ay垂直于水平面且指向上为正，Az垂直于Axy平面且遵从右手定则。
[0014]非惯性系有本体坐标系Oxj1Z1,弹道坐标系0x2y2z2和速度坐标系0x3y3z3。定义如下:原点O取在飞行器壳体的质心上，Ox1轴飞行器纵轴重合且指向头部为正，Ox2和Ox3
轴与飞行器质心的速度矢量6重合，Oy1位于飞行器纵向对称平面内与Ox1垂直且指向上为
正，Oy2轴位于包含速度矢量P的铅垂平面内与Ox2轴垂直且向上为正，Oy3轴位于飞行器纵
对称平面内与Ox3垂直且向上为正，Ozl，Oz2和Oz3均遵从右手定则。
[0015]子步骤2、分析作用在飞行器上的外力和外力矩。
[0016](1)空气动力R。
[0017]空气动力R是由飞行器相对空气运动产生的，与飞行器的气动外形，飞行马赫数Ma，攻角α，侧滑角β和飞行高度H等因素有关。在速度坐标系中，空气动力的分量表分别称为阻力X、升力Y和侧力Ζ，其表示形式为:
【权利要求】
1.一种高速轴对称飞行器复合控制方法，其特征在于包括以下步骤: 步骤一、制定复合控制方案下的指令分配策略； 采用三轴稳定再入飞行器的控制方式，俯仰、偏航通道通过两滑块来进行控制，滚动通道利用差动副翼来实行控制； 步骤二、分析高速轴对称飞行器再入段受到的外力和外力矩并建立面向控制的动力学模型； 子步骤1、系统描述与坐标系定义； 变质心和气动舵复合控制的飞行器由壳体B、活动质量块my和活动质量块mz组成，其中活动质量块my在本体坐标系X1Oy1平面内且运动方向沿Oy1轴,活动质量块mz在X1Oz1平面内且运动方向沿Oz1轴；相对于整个飞行器来说，活动质量块my和活动质量块mz视为质点；任一时刻飞行器壳体的质心为O,系统的质心为S,作用在整个系统上的力有地球引力G和空气动力R ;滚动通道通过差动副翼来控制其稳定，俯仰和偏航通道用移动活动质量块my和活动质量块mz来进行控制；整个系统被看成是多刚体系统； 采用不同的坐标系对飞行器的运动学和动力学方程及参数进行定义； 惯性系选取地面系Axyz，坐标原点A为再入时刻飞行器壳体质心O与地心O6的连线在地球表面上的交点，Ax平行于水平面且指向目标方向为正，Ay垂直于水平面且指向上为正，Az垂直于Axy平面且遵从右手定则； 非惯性系有本体坐标系OxiyiZ1，弹道坐标系0x2y2z2和速度坐标系0x3y3z3 ;定义如下:原点O取在飞行器壳体的质心上，Ox1轴飞行器纵轴重合且指向头部为正，Ox2和Ox3轴与飞行器质心的速度矢量6重合，Oy1位于飞行器纵向对称平面内与Ox1垂直且指向上为正，Oy2轴位于包含速度矢量6的铅垂平面内与Ox2轴垂直且向上为正，Oy3轴位于飞行器纵对称平面内与Ox3垂直且向上为正，Ozl，Oz2和Oz3均遵从右手定则； 子步骤2、分析作用在飞行器上的外力和外力矩； (1)空气动力R; 空气动力R是由飞行器相对空气运动产生的，与飞行器的气动外形，飞行马赫数Ma，攻角α，侧滑角β和飞行高度H等因素有关；在速度坐标系中，空气动力的分量表分别称为阻力X、升力Y和侧力Ζ，其表示形式为:
【文档编号】G05B17/00GK103913991SQ201410163763
【公开日】2014年7月9日 申请日期:2014年4月22日 优先权日:2014年4月22日
【发明者】林鹏, 周军, 余晨菲, 许琦, 葛振振 申请人:西北工业大学