基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法与流程

技术特征：

1.基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，选取高超声速飞行器机翼的其中一个截面作为目标截面，对该目标截面进行受力分析，从而得到该目标截面的应力信息；

步骤2，结合步骤1得到的应力信息，基于损伤累积理论构建损伤动力学模型；沿翼展方向均匀的选取10个不同的截面进行损伤累积分析，从而得到损伤累积最快的截面；

步骤3，通过建立的损伤动力学模型，实时获取损伤累积最快的截面的损伤信息，将该损伤信息作为参照，结合高超声速飞行器的动力学模型，设计得到纵向减损控制器。

2.根据权利要求1所述基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法，其特征在于，所述步骤1的具体过程如下：

步骤1-1，选取高超声速飞行器机翼的其中一个截面作为目标截面，计算目标截面绕机体x轴和绕机体z轴的弯曲力矩：

其中，Mblx和Mblz分别是目标截面绕机体x轴和绕机体z轴的弯曲力矩，l是翼尖到目标截面的距离，y是小于目标截面的其他截面到目标截面的距离，wy是其他截面的宽度，α是迎角，γ是航迹倾斜角，qL、qD、qw分别是目标截面处受到的气动升力载荷、气动阻力载荷、质量力载荷，表示为：

其中，CL和CD分别为气动升力系数和气动阻力系数，ρ为大气密度，V为飞行速度，Gw为单翼重量，Sw为单翼面积；

步骤1-2，设定目标截面的形状为椭圆，计算得到沿目标截面中性轴x和z的惯性矩分别为：

其中，Ilx和Ilz分别为沿目标截面中性轴x和z的惯性矩，wl和hl分别为目标截面的厚度和宽度；

步骤1-3，计算得到绕机体x轴和z轴方向目标截面的拉压应力分别为：

其中，σblx和σblz分别为绕机体x轴和z轴方向目标截面的拉压应力；

步骤1-4，利用同样的方法，计算得到沿机体x轴和z轴的剪切力分别为：

其中，Qlx和Qlz分别为沿机体x轴和z轴的剪切力；

步骤1-5，计算得到沿机体x轴和z轴的剪切应力分别为：

其中，τQlx和τQlz分别为沿机体x轴和z轴的剪切应力，Sl为目标截面的面积；

步骤1-6，利用力的合成原理，分别合成两个方向上的拉压应力和剪切应力，分别为：

σbl＝σblx+σblz

其中，σbl和τQl分别为总的拉压应力和总的剪切应力；

步骤1-7，根据第四强度理论，将总的拉压应力和总的剪切应力进行等效应力的转化，计算公式为：

其中，σl为等效应力。

3.根据权利要求1所述基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法，其特征在于，步骤2所述构建损伤动力学模型，具体过程如下：

步骤2-1，基于材料循环应力-应变曲线、应变寿命法以及Miner疲劳损伤理论，将基于循环的疲劳损伤计算模型变换为基于时间的疲劳损伤在线计算模型，在循环升程的损伤变化率为：

其中，和分别为循环升程的塑性损伤和弹性损伤，σm为平均应力，σr为参考应力，σl为等效应力，ε'f为疲劳延性系数，σ'f为疲劳强度系数，c为疲劳延性指数，b为疲劳强度指数，K′为循环强度系数，n'为循环应变硬化指数，t为时间；

设定损伤在循环降程期间没有变化，则在循环降程的损伤变化率为：

和

其中，和分别为循环降程的塑性损伤和弹性损伤；

步骤2-2，将计算得到的弹性损伤ηe和塑性损伤ηp加权获得总线性损伤ηl，则总线性损伤的变化率表示为：

其中，σ为当前应力，U(dσ/dt)为符号函数，表示为：

权函数w和1-w表示为：

其中，εe为相应于当前应力的弹性应变，εre＝σr/E是相应于参考应力σr的弹性应变，E为弹性模量，εp为相应于当前应力的塑性应变，εrp＝εr-εre是相应于参考应力σr的塑性应变，εr为相应于参考应力σr的应变，ε为相应于当前应力的总应变，为εe和εp之和；

步骤2-3，通过对dηl积分得到在同一升程的两个连续点之间的线性损伤增量，则这个区间的线性损伤表示为：

其中，tk和tk+1分别为同一升程的两个连续点；

步骤2-4，考虑累积损伤对损伤增长速率的影响，将线性累积损伤模型改进为非线性损伤模型，表示为：

其中，η为非线性累积损伤，ηl为线性累积损伤，

4.根据权利要求1所述基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法，其特征在于，步骤2所述损伤累积最快的截面位于机翼翼根处。

5.根据权利要求1所述基于预设性能的高超声速飞行器纵向减损控制方法，其特征在于，所述步骤3的具体过程如下：

步骤3-1，建立高超声速纵向动力学模型：

其中，V为飞行速度，T为发动机推力，M为飞行器质量，α为迎角，g为重力加速度，γ为航迹倾斜角，h为飞行高度，q为俯仰角速度，Iyy为转动惯量。L、D、m分别为升力、阻力、俯仰力矩，定义为：

其中，ρ为大气密度，S为机翼面积，Xcg为质心到参考力矩中心的距离，Cm、CL、CD分别为俯仰力矩系数、气动升力系数、气动阻力系数；

发动机动力学由一个二阶系统表示：

其中，ξ和ωn分别是油门开度调定系统的阻尼和频率；λ为发动机油门开度，λC为发动机油门开度指令，CT为推力系数；

步骤3-2，设定e(t)为跟踪误差，定义ρ(t)为非增和趋于稳态值ρ∞的性能函数，保证高超声速飞行器跟踪指令的性能即使得：

-ρ(t)<e(t)<ρ(t)

对所有t≥0成立；

通过误差变换，将受限的误差转化为等价的未受限的形式：

e(t)＝ρ(t)s(ε)

其中，s(ε)满足：

-1<s(ε)<1且

经过变化后，即满足：

-ρ(t)<ρ(t)s(ε)<ρ(t)

步骤3-3，设计高度回路控制器，根据给定的高度指令hd，定义高度误差指令为eh＝h-hd，误差转换定义为ρhsh(εh)＝eh，经过反函数变换为εh＝sh^-1(eh/ρh)，eh和εh的导数为：

其中，

则期望航迹倾斜角γd定义为：

其中，Kh为与损伤变化率有关的控制增益；

性能函数ρh设计为：

其中，ah和bh为常数系数，e为欧拉数；

步骤3-4，设计速度回路控制器，根据给定的速度指令Vd，定义高度误差指令为eV＝V-Vd，误差转换定义为ρVsV(εV)＝eV，经过反函数变换为εV＝sV^-1(eV/ρV)，eV和εV的导数为：

其中，

定义虚拟控制量为uV＝Tcosα，则：

其中，KV为与损伤变化率有关的控制增益；

性能函数ρV设计为：

其中，aV和bV为常数系数，e为欧拉数；

航迹倾斜角的跟踪误差定义为eγ＝γ-γd，则eγ的导数为：

定义虚拟控制量为uγ＝T sinα，则：

其中，Kγ为与损伤变化率有关的控制增益，根据uV和uγ得到期望迎角αd和期望发动机推力Td；

步骤3-5，设计迎角回路控制器，定义迎角的跟踪误差为eα＝α-αd，eα的导数为：

则期望俯仰角速度qd设计为：

其中，Kα是与损伤变化率有关的控制增益；

步骤3-6，设计俯仰角速率回路控制器，定义俯仰角速率的跟踪误差为eq＝q-qd，eq的导数为：

则期望俯仰力矩md设计为：

其中，Kq是与损伤变化率有关的控制增益；

步骤3-7，步骤3-3至3-6中的控制增益设计为：

其中，i∈{h,V,γ,α,q}，ci和di是确保Ki为正数的正常值，η为非线性累积损伤。