[发明专利]飞行器气动强耦合解耦方法

摘要

本发明公开了一种飞行器气动强耦合解耦方法，用于解决现有高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法解耦效果差的技术问题。技术方案是首先建立气动力矩耦合模型，再定义气动耦合评价指标，然后定义气动耦合特征，设定气动耦合解耦条件，完成飞行器气动强耦合的解耦。由于该方法将各耦合因素合理划分与归类，实现同类耦合因素的等效，引入评价和分析气动耦评价指标——耦合度的定义。针对不同大小耦合度对飞行器特性的影响作用，将耦合作用分为强耦合和弱耦合，并分细化了气动弱耦合与强耦合下的解耦方法——耦合忽略和耦合等效转化，提高了飞行器气动强耦合的解耦效果。

主权项

1.一种飞行器气动强耦合解耦方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、气动力矩耦合模型建立；1）俯仰通道的力矩M_z表示为：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾z+ω‾z---(1)]]>式中，分别是m_z关于α、δ_z、的偏导数；是无因次导数，L为机体的特征长度，V为飞行速度；M_z0是当时的俯仰力矩；考虑偏航和滚转通道对俯仰通道的气动耦合效应时，认为的耦合项有：①稳定力矩耦合项②方向舵和差动舵产生的操纵力矩耦合项③飞行器绕Ox₁轴和Oy₁轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（1），俯仰力矩表示为：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾zω‾z+Mzββ+Mzδyδy+Mzδxδx+Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y---(2)]]>式（2）中，俯仰通道自身的力矩项有M_z0、偏航和滚转通道对俯仰通道耦合的气动力矩项为：2）偏航通道力矩是空气动力矩在弹体坐标系上Oy₁轴上的分量，它使飞行器绕Oy₁轴转动；在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，偏航通道力矩M_y表示为：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y---(3)]]>式中，分别是M_y关于β、δ_y、的偏导数；是无因次导数；由于飞行器是镜面对称的，故M_y0=0；考虑俯仰和滚动通道对偏航通道的气动耦合效应时，偏航力矩包括有：①稳定力矩耦合项②差动舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③飞行器绕Oz₁轴和Ox₁轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（3），偏航力矩表示为：My=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y+Myαα+Myδxδx+Myδzδz+Myω‾xω‾x+Myω‾zω‾z---(4)]]>式（4）中，偏航通道自身的力矩项有：滚转和俯仰通道对偏航通道耦合的气动力矩项为：3）滚动通道力矩是作用在飞行器上的气动力矩在弹体坐标系上Ox₁轴上的分量，滚动通道力矩使飞行器绕Ox₁轴倾斜；在不考虑通道间任何气动耦合下的情况下，滚转通道的力矩M_x表示为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x---(5)]]>考虑俯仰和偏航通道对滚转通道的气动耦合效应时，滚转力矩包括有：①稳定力矩耦合项②方向舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③飞行器绕Oy₁轴和Oz₁轴产生的阻尼力矩耦合项结合式（5），滚动力矩表示为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾z---(6)]]>式（6）中，滚转通道自身的力矩项有：俯仰和偏航通道对滚转通道耦合的气动力矩项为：综合上述三通道的力矩系数表达式，飞行器气动力矩耦合模型表征形式为：Mx=Mxββ+Mxδxδx+Mxω‾xω‾x+Mxαα+Mxδyδy+Mxδzδz+Mxω‾yω‾y+Mxω‾zω‾zMy=Myββ+Myδyδy+Myω‾yω‾y+Myαα+Myδxδx+Myδzδz+Myω‾xω‾x+Myω‾zω‾zMz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾zω‾z+Mzββ+Mzδyδy+Mzδxδx+Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y---(7)]]>步骤二、气动耦合评价指标定义；气动耦合评价指标——耦合度定义如下：式中，通道i分别取滚动通道x、偏航通道y、俯仰通道z；m分别取气动角引起的稳定耦合力矩项η、舵面偏转引起的操纵力矩耦合项δ，飞行器绕轴转动的阻尼力矩耦合项ω；（a）稳定力矩耦合度如下：Kzη=|Mzββ||Mzαα|×100%---(9)]]>（b）操纵力矩耦合度如下：Kzδ=|Mzδxδx+Mzδyδy||Mzδzδz|×100%---(10)]]>（c）阻尼力矩耦合度如下：Mzω=|Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y||Mzω‾zω‾z|×100%---(11)]]>偏航通道和滚转通道的气动耦合度定义与俯仰通道相同；步骤三：气动耦合特征定义；结合步骤二确定的气动耦合特性评价指标——耦合度的定义，根据耦合度的大小，完成气动强耦合与气动弱耦合特征的定义；（a）气动弱耦合定义；定义稳定力矩弱耦合为各通道耦合度不高于k_b，即Kzη≤kbKyη≤kbKxη≤kb---(12)]]>定义操纵力矩弱耦合为各通道耦合度不高于k_b，即Kzδ≤kbKyδ≤kbKxδ≤kb---(13)]]>定义阻尼力矩弱耦合为各通道耦合度不高于k_b，即Kzω≤kbKyω≤kbKxω≤kb---(14)]]>（b）气动强耦合定义；首先引入各气动耦合上界——可控耦合度定义，然后给出强耦合定义；1）稳定力矩强耦合定义；在稳定力矩、稳定耦合力矩的共同作用下，当偏转该通道气动舵面后可控制飞行器达到指令姿态，则该飞行器可控，否则不可控；以飞行器各通道的可控临界点作为飞行器气动耦合可容忍的上限，对应的耦合度称之为可控耦合度；当飞行器的升降舵最大偏转角δ_zmax时所产生俯仰力矩可有效平衡飞行器俯仰通道所受到的稳定力矩和稳定耦合力矩作用之和时|Mzαα|+|Mzββ|=|Mzδz·δzmax|---(15)]]>解得可控耦合度为：(Kzη)L=|Mzδz·δzmax||Mzαα|-1---(16)]]>式中，z表示俯仰通道；η表示气动角引起的稳定耦合力矩项；下标L表示可控耦合度；可控耦合表征了飞行器气动耦合可容忍的上限；若耦合超过可控耦合度时，飞行器将变得不稳定，无法实现解耦；定义三通道稳定力矩强耦合的耦合度区间为：kb<Kzη≤(Kzη)Lkb<Kyη≤(Kyη)Lkb<Kxη≤(Kxη)L---(17)]]>式中，和为各通道稳定力矩强耦合的上界，即可控耦合度；且(Kzη)L=|Mzδz·δzmax||Mzαα|-1,]]>(Kyη)L=|Myδy·δymax||Mzββ|-1,]]>(Kxη)L=|Mxδx·δxmax||Mxββ|-1;]]>2）操纵力矩强耦合定义；当飞行器升降舵最大偏转角δ_zmax所产生俯仰力矩可有效抵消其他通道操纵面偏转对俯仰通道的操纵耦合作用时，俯仰通道可控，即|Mzδxδx|+|Mzδyδy|=|Mzδzδzmax|---(18)]]>考虑与同向时的最恶劣情况，此时的操纵力矩耦合度为可控耦合度满足(Kzδ)L=|Mzδzδzmax||Mzδzδz|---(19)]]>式中，z表示俯仰通道；δ表示气动角引起的稳定耦合力矩项；下标L表示可控耦合度；偏航和滚转通道的操纵力矩耦合的可控耦合度的定义同俯仰通道；定义三通道操纵力矩强耦合的耦合度区间为：kb<Kzδ≤(Kzδ)Lkb<Kyδ≤(Kyδ)Lkb<Kxδ≤(Kxδ)L---(20)]]>式中，和为各通道操纵力矩强耦合的即可控耦合度，且(Kzδ)L=|Mzδzδzmax|/|Mzδzδz|,]]>(Kyδ)L=|Myδyδymax|/|Myδyδy|,]]>(Kxδ)L=|Mxδxδxmax|/|Mxδxδx|;]]>3）阻尼力矩强耦合定义；当飞行器升降舵最大偏转角δ_zmax所产生俯仰力矩可有效抵消其他通道绕轴旋转对俯仰通道的阻尼耦合作用时，俯仰通道可控，即|Mzω‾zω‾z|+|Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y|=|Mzδzδzmax|---(21)]]>解得可控耦合度为(Kzω)L=|Mzδz·δzmax||Mzω‾zω‾z|-1---(22)]]>式中，z表示俯仰通道；ω表示气动角引起的稳定耦合力矩项；下标L表示可控耦合度；偏航和滚转通道的操纵力矩耦合的可控耦合度的定义同俯仰通道；定义三通道阻尼力矩强耦合的耦合度区间范围是：kb<Kxω≤(Kxω)Lkb<Kyω≤(Kyω)Lkb<Kzω≤(Kzω)L---(23)]]>步骤四：气动耦合解耦条件与解耦方法；（a）飞行器气动弱耦合下的气动解耦；根据定义，气动弱耦合表示飞行器某通道所受到耦合力矩与本通道的主力矩之比不大于k_b；气动弱耦合下，飞行器的耦合对飞行器的影响很小，在工程实际中，对于较小的耦合作用，均采用直接忽略的方法；俯仰通道中三类气动耦合满足Kzη≤kb∩Kzδ≤kb∩Kzω≤kb=1---(24)]]>则俯仰通道气动力矩简化为：Mz=Mz0+Mzαα+Mzδzδz+Mzω‾zω‾z---(25)]]>偏航和滚转通道的在气动弱耦合下的解耦方法同俯仰通道；（b）飞行器气动强耦合下的气动解耦；根据气动强耦合的定义，气动强耦合的耦合度下界为k_b，上界为保证飞行器各通道不至于失控的可控耦合度(K)_L；飞行器俯仰通道为气动强耦合下，耦合力矩项对系统影响较大，不能直接忽略；需要将飞行器各通道的稳定力矩耦合项、操纵力矩耦合项，阻尼力矩耦合项分别等效为本通道的气动力矩项，具体方法为：1）稳定力矩耦合项等效Mzββ=±Kzη·Mzα·α---(26)]]>2）操纵力矩耦合项等效Mzδxδx+Mzδyδy=±Kzδ·Mzδz·δz---(27)]]>3）阻尼力矩耦合项等效Mzω‾xω‾x+Mzω‾yω‾y=±Kzω·Mzω‾zω‾z---(28)]]>以上各式右侧极性由耦合力矩与其对应力矩的实际极性确定；俯仰通道中三类气动耦合满足kb<Kzη≤(Kzη)L∩kb<Kzδ≤(Kzδ)L∩kb<Kzω≤(Kzδ)L=1---(29)]]>显然，利用式（26）、（27）、（28）可将通道的稳定耦合力矩、操纵耦合力矩表示为本通道的力矩项；俯仰通道气动力矩转化为：Mz=Mz0+Mzαα±Kzβ/α·Mzαα+Mzδzδz±Kzδ·Mzδzδz+Mzω‾zω‾z±Kzω·Mzω‾zω‾z---(30)]]>偏航和滚转通道的在气动强耦合下的解耦方法分析同俯仰通道。