[发明专利]基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法

说明书

本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速指令频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。

技术领域

本发明涉及一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法，属于无人机、巡航导弹飞行控制技术领域。

背景技术

随着防空技术的进步，“防区”的范围也随之扩大，战场对有动力滑翔飞行器需求较大，各国也非常重视能够在防区外发射有动力滑翔飞行器的研发。常规无动力大翼展滑翔飞行器升阻比Kn较大(可达7－8)，其滑翔能力很强，能够实现较远的攻击范围，射程范围可达20～120km。动力增程滑翔飞行器是一种在常规无动力大翼展滑翔飞行器基础上改进加装发动机以实现防区外攻击的飞行器，增加射程，提升飞机的战场生存能力。有动力滑翔飞行器的射程能够从无动力的100km提升到300km以上。

无人机、巡航导弹、动力增程滑翔飞行器通常采用涡喷发动机发动机为其提供动力，但是由于成本原因，部分巡航导弹、动力增程滑翔飞行器采用简易控制涡喷发动机提供飞行动力。简易控制涡喷发动机的转速指令不适宜频繁快速改变。为保证飞行器能够实现长时间定速巡航，需要飞行器控制系统设计发动机转速指令。现有的发动机转速控制指令通常采用离线计算定速巡航飞行条件的方式来设置常值的开环发动机折合转速指令。但是由于离线计算采用的气动力参数、发动机推力存在不精确以及飞行过程中存在风场干扰，因此实际巡航飞行过程中飞行器的速度可能出现持续微小减速或加速。若长时间巡航飞行，飞行速度范围可能超出预先设计范围，导致飞行器飞行马赫数过小导致失速,或飞行器发飞行马赫数过大导致结构无法承受。

为了稳定动力增程滑翔飞行器巡航速度，提出一种根据在线测量飞行器轴向加速度和估计伪马赫数的发动机转速指令闭环调节控制方案。北京动力机械研究所卢彬等提出了一种微型涡喷发动机变增益转速闭环控制方法，此方法能够保证在不同来流、不同工况下发动机转速控制指标的一致性。但是此方法仅能实现发动机自身的转速闭环控制，不能实现飞行器的巡航速度控制。在舰载机自动着舰中，采用进场功率补偿器进行速度闭环控制，这种方法要求发动机具有连续转速控制能力，并且控制系统设计复杂。目前还没有相关资料提及基于发动机转速指令分段调节实现飞行器定速巡航控制的方法。

发明内容

本发明的目的是为了解决采用低成本涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器巡航速度控制问题，提供一种基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航调节方法。该方法针对使用无法进行转速频繁改变的涡喷发动机应用于飞行器定速巡航的需求，利用组合导航测量的飞行器加速度和速度信息，提出一种基于飞行器等效加速度和伪马赫数反馈的涡喷发动机转速指令调节方案，以实现动力增程滑翔飞行器定速巡航。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

基于涡喷发动机的动力增程滑翔飞行器定速巡航转速指令调节方法，具体实现步骤如下：

步骤一、获取巡航阶段组合导航输出的弹体系下的轴向过载A_bx，侧向过载A_bz，法向过载A_by，地面系下弹体俯仰角滚转角γ和偏航角滚转角速度ω_x，东北天坐标系下三方向的速度V_x、V_y和V_z以及飞行海拔高度H。

所述组合导航系统输出的弹体系的过载A_bx、A_bz和A_by为除去重力以外的气动力和推力作用下的过载值。

步骤二、计算得到地面系下导弹飞行加速度A_x，计算公式如下：