一种巡航导弹的速度控制建模方法与流程

本发明属于控制技术领域，具体涉及一种吸气式巡航导弹的速度控制建模方法。

背景技术：

巡航导弹采用冲压发动机为动力，其优点是比冲高且推力连续可调，这使得速度精确控制成为可能，从而满足各种飞行任务要求。

传统导弹的速度控制是通过舵偏调节攻角来实现的，而攻角剖面又受弹道的约束，因此无法实现速度的精确控制。巡航导弹相比传统导弹，其多了一维控制变量，通过燃气流量(或余气系数)来调节推力，同时通过舵偏调节攻角，两者匹配实现速度的精确控制，完成加速爬升、巡航和减速下压攻击等任务。

巡航导弹的推力性能与飞行状态、弹体姿态、飞行环境等密切相关，故其速度控制的约束强，难度大。在总体性能一定的基础上，如何驾驭好冲压发动机以充分发挥其性能，如何设计高效合理的控制方法提高速度控制精度，建立准确的速度控制模型是解决上述问题的关键技术之一，速度控制模型是评估发动机性能、设计控制器、完成地面仿真、实现技术指标的基础与核心。

本发明给出了冲压发动机动态特性的描述方法，根据使用目的的不同提出了面向仿真的巡航导弹的速度控制全量模型建模方法、面向控制的小扰动模型建模方法，为巡航导弹的性能评估和控制器设计奠定坚实基础。

技术实现要素：

本发明提出的巡航导弹速度控制建模方法，给出了速度控制回路的组成及建模流程，具体包括冲压发动机的建模方法、面向仿真的速度回路全量模型、速度回路与高度回路、姿态回路的解耦方法、面向控制的小扰动模型。

一种巡航导弹的速度控制建模方法，包括如下步骤：

(1)建立冲压发动机模型

所述冲压发动机模型包括静态模型和动态模型，静态模型包括推力模型和静压裕度模型，以插值表的形式表示；动态模型包括燃气流量调节特性和燃烧室特性，可通过理论建模和试验验证的方法获得；

(2)建立面向仿真的速度控制模型

所述巡航导弹的速度控制模型由冲压发动机、大气环境、测量装置、控制器和弹体五部分组成，大气环境模型根据飞行状态输出来流参数，从而获得空气流量计算推力和 喘振裕度，测量装置模型测量敏感弹体运动给出导弹的运动信息，控制器模型则根据测量装置模型给出的运动信息按照预定速度进行控制，给出燃气流量指令，并输送给固冲发动机，固冲发动机响应燃气流量指令，并与当前的空气流量混合燃烧产生推力，从而实现导弹的速度控制；

(3)建立速度控制的小扰动模型

所述巡航导弹小扰动状态方程为

其中，e_i,i＝1,2…,6分别表征速度、燃气流量、高度、攻角、舵偏角和弹道倾角对导弹速度的影响系数；c_i,i＝1,2…,4分别表征攻角、弹道倾角、舵偏角和速度改变导弹速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分别表征各参数产生的气动力改变绕质心运动的能力，ΔX表示某参数X的偏差量，X的含义如下：V为导弹速度，θ为当地弹道倾角，为俯仰角，ω为弹体转动角速度，为俯仰舵偏，为燃气流量，

当e₄,e₅,e₆远小于e₂时，速度控制器可采用单入单出的控制理论进行单独设计；当e₄,e₅,e₆不可忽略时，则采用多入多出的控制理论进行设计。

所述大气环境模型用以高度为自变量的插值表的形式表示，测量装置用测量精度和二阶传递函数表示，弹体用飞行力学中的运动学和动力学方程表示。

本发明的有益效果如下：本发明给出了冲压发动机动态特性的描述方法，有效考虑了冲压发动机动态特性对速度控制的影响，提高了建模精度。本发明提出的面向仿真的速度控制回路建模方法，有效反映了弹体、冲压发动机、大气环境、测量装置和控制器之间的接口关系，为发动机性能和总体性能评估、、技术指标实现提供基础。本发明提出的面向控制的小扰动模型建模方法，为速度控制器设计提供合理的设计模型，可有效提高控制品质。

附图说明

图1是冲压发动机设计模型的原理图；

图2是本发明解耦后的速度控制回路框图；

图3是传统导弹的速度控制原理图；

图4本发明提出的巡航导弹的速度控制原理图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步详细说明。显然，所描述的 实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明要求保护的范围。

首先进行冲压发动机的建模，考虑到冲压发动机是一个闭环控制的小系统，其动态特性不能忽略。冲压发动机模型分别用静态模型和动态模型两部分来描述，如图1所示。静态模型是指在不同来流状态和燃气流量(或余气系数)下的稳态推力性能和静压裕度情况，以插值表的形式表示。动态特性描述了从燃气流量(或余气系数)指令到冲压发动机产生推力过程中的延迟、响应时间、超调量等，可通过理论建模和试验验证的方法获得。冲压发动机的动态特性由两部分组成，即燃气流量调节特性和燃烧室特性G_P。

根据速度控制原理可将巡航导弹的速度控制回路由冲压发动机、大气环境、测量装置、控制器和弹体五部分组成，其接口关系如图4所示，大气环境模型主要用于建立飞行状态与来流参数之间的关系，从而获得空气流量计算推力和喘振裕度。测量装置敏感弹体运动给出导弹的运动信息，如高度、马赫数、攻角和侧滑角等；控制器则根据测量装置测量到的运动信息按照预定速度进行控制，给出合理的燃气流量指令，并输送给固冲发动机，固冲发动机响应燃气流量指令，并与当前的空气流量混合燃烧产生推力，从而实现导弹的速度控制。该速度控制回路有效的反映了各组成部分的接口关系，根据图4可以快速的建立速度控制模型，便于数学仿真分析。

设导弹相对于纵向平面对称，且以接近于垂直平面弹道飞行(侧向参数很小)，则导弹的速度运动与高度、俯仰姿态运动共同构成纵向运动，全量运动方程如下：

其中，为考虑了冲压发动机动态特性的推力；为燃气流量指令；H为高度；V为导弹速度；F_qx1,F_qy1分别为沿弹道x轴和y轴的气动力；m为弹体质量；g为重力加速度；为俯仰角；θ为当地弹道倾角；α为攻角；M_z1为俯仰力矩；J_z1为转动惯量；ω为弹体转动角速度；为俯仰舵偏。

方程(1)与传统导弹的不同在于两方面：一是推力考虑了冲压发动机的动态特性；二是输 入变量由一维(舵偏)变为两维(舵偏和燃气流量)。

下面进行面向控制的小扰动模型建模：

采用“小扰动”的假设，在平衡点处对方程(1)进行泰勒展开，去掉高次项得到对应的小扰动方程如下：

其中，d₁、d₂分别表征速度和弹道倾角改变高度的能力；e_i,i＝1,2…,6分别表征速度、燃气流量、高度、攻角、舵偏角和弹道倾角对导弹速度的影响系数；c_i,i＝1,2…,4分别表征攻角、弹道倾角、舵偏角和速度改变导弹速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分别表征各参数产生的气动力改变绕质心运动的能力，Δ表示某参数的偏差量，如ΔV为表示导弹速度V的偏差量，为燃气流量的偏差量。

由上式知，高度运动、速度运动与姿态运动耦合，故需分析三个运动的交连情况，分析解耦设计的可能性。由于高度变化和速度变化对应于弹体的长周期，对导弹姿态运动的影响较小，故可忽略高度运动和速度运动对姿态运动的影响，姿态运动回路可独立设计。同理，可忽略高度运动对速度运动的影响。对于采用冲压发动机为动力的导弹速度运动，其阻力和推力均与弹体姿态紧密相关，由式(2)中的e₄、e₅可知，攻角和舵偏角对速度运动的影响较大，且姿态运动快于速度运动，故速度运动需考虑姿态运动的影响。当姿态运动剧烈时，对速度回路的响应特性要求高，从而提出对冲压发动机的快响应特性，以满足速度精度控制的需求。

式(2)可写为状态方程如式(3)。

e_i,i＝1,2…,6分别表征速度、燃气流量、高度、攻角、舵偏角和弹道倾角对导弹速度的影响系数；c_i,i＝1,2…,4分别表征攻角、弹道倾角、舵偏角和速度改变导弹速度方向的能力；b_i,i＝1,2…,4分别表征各参数产生的气动力改变绕质心运动的能力。ΔX表示某参数X的偏差量，X的含义如下：V为导弹速度，θ为当地弹道倾角，为俯仰角，ω为弹体转动角速度，为俯仰舵偏，为燃气流量。

当e₄,e₅,e₆远小于e₂时，则可将姿态运动对速度运动的耦合作为干扰处理，从而速度回路可采用单入单出的经典控制理论进行单独设计，速度回路对应的控制框图如图2所示。

当e₄,e₅,e₆不可忽略时，则需进行速度回路与姿态回路的联合设计，采用多入多出的控制理论进行设计。

依据本发明提供的巡航导弹的速度控制建模方法，可以有效开展速度控制仿真模型和小扰动模型的建立，进行速度控制器设计与仿真，评价总体性能并完成飞行任务。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专利技术人员来说是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽范围。