文摘
无论从地面发射或空气中,超音速汽车需要升压加速到预定的窗口,以便满足超燃冲压发动机引擎点火的要求。因此,支持者之间有干扰抑制和超音速汽车在高动态压力下,已成为一个关键技术问题,影响飞行测试的成功,尤其是当飞机是静态不稳定。方法本文提出了变结构控制switching-based对高超音速飞行器助推器分离快速抑制干扰。切换控制系统实时根据状态变化引起的流场的干扰,该方法可以保持高超音速飞行器的姿态稳定助推器分离的高动态压力下静态不稳定。高超音速飞行器的气动计算模型建立助推器分离过程首先,采用一个不稳定的解决方案并澄清后体的气动干扰特性在汽车助推器分离。然后,根据流场的特点,车辆的动态的干涉区域转换成子系统切换特色。使用降维和变结构方法,建立了控制系统的开关控制表面。的基础上车辆状态改变引起的流场、轨道变化表面上的控制系统可以实时切换来实现稳定的态度在分离的过程中干扰。与此同时,考虑到额外的后体产生的干扰力矩车辆在分离过程中,控制系统的干扰抑制助推器分离设计。仿真结果验证了设计的控制系统可以迅速抑制助推器分离干扰时的动态压力约为150 kPa和车辆的静态不稳定5%,从而实现车辆的稳定的态度。
1。介绍
吸气式高超声速飞行器附近空间必须有一定的高度,速度,和动态压力,只有这样,超燃冲压发动机引擎可以可靠地点燃。是否启动在空中或地面,有一个加速的过程在低速超燃冲压发动机点火窗口。然后,助推器分开车,超燃冲压发动机被点燃,高超音速飞行器自主飞行。超燃冲压发动机可以点燃一个相对较高的速度和高动态压力;因此,外部流场将产生强烈干扰的超音速飞机阶段分离过程。当车辆静态稳定,控制系统可以控制车辆后再飞的干扰流场。在这个过程中,分离干扰只会影响车辆的态度,没有相互耦合效应与控制系统。然而,随着外空武器化的发展车辆,超音速汽车越来越呈现较大的静态不稳定的特征。阶段分离后,车辆控制系统必须激活控制静不稳定弹体的干扰流场区域。因此,舞台分离干扰流场不仅会影响弹体的态度也与控制系统交互,甚至显示统舱逆转,导致车辆的控制分歧和不稳定的态度。 The stage separation interference under the complex flow field with large dynamic pressure poses a great challenge to the design of the statically unstable hypersonic vehicle control system.
舞台的高超音速分离车辆被NASA的X-43A超音速飞行测试的两个关键问题,吸引了学者们的广泛关注。文献[1- - - - - -5)研究的可行性X-43A阶段分离和分离的空气动力特性。Shengjiang和超艺6]阐述了在舞台上分离策略和X-43A高超音速飞行器的飞行试验验证。使用线性插值方法,李Yongtao和Xiangju7]研究了气动特性的分离和分离阶段的问题X-43A高超音速飞行器。
针对超音速火箭的分离阶段,六个自由度的求解和局部网格重建基于nonstructured网格方法提出了刺激分离过程。基于这种方法,荀et al。8]研究了复杂流场干涉前体放电和后体阻力板。结果包括发展规律的运动参数和空气动力参数的车辆和助推器分离过程的冷分离状态下弱扰动。李et al。[9]研究了火箭阶段过渡过程中通过改变分离条件,获得了不同阶段之间的流场分布在不同的分离距离。宾宾et al。10)提出了一个舵偏转预设定基于小脑模型神经网络设计方法对气动干扰引起的高超音速飞行器分离阶段。然而,这种方法需要依靠分离干扰的先验信息。
上述文献研究阶段分离的超音速气动特性的车辆和分离的安全。然而,他们认为无论是态度改变frontbody和后体之间的分离和后体生成的antishock波的影响舵效。antishock波产生的增压后体不仅会产生一个局部高压区域在飞机的尾部,妨碍车辆的态度,但也导致antimanipulation影响舵效。如果控制系统抑制干扰弹的按照正常的运营效率,控制系统将成为一个积极的反馈由于counter-control控制表面,从而导致其散度。
阶段分离的过程可以被视为anticontrol antishock波浪作用下阶段的控制面和正常的控制阶段的干扰区。依靠传统的控制系统的鲁棒性控制系统只采用一个单一的控制模式,这使得它很难实现可靠控制上述两个阶段。
最近,滑模控制方法被用来研究切换系统,取得了许多重要的结论11- - - - - -13]。其中,吴邦国委员长和林(11]研究了滑模控制一类时滞切换系统。通过执行一个标准的系统上的变换,线性滑模面设计。滑模的指数稳定性进行了分析,利用平均停留时间的方法,和一个滑模控制律的设计,以确保系统的状态轨迹驱动的滑模面在一个有限的时间。然后,上述结果进一步扩展随机切换系统(12)和离散时间切换系统(13]。针对一类不确定系统,并考虑不同的输入矩阵,刘Yonghui提出一个输入矩阵加权法构造一个常见的滑模面,设计状态,和时间切换信号,证明了它的稳定性。
有强烈的气动干扰的后体在舞台前面的身体分离的超音速汽车助推器,和控制系统对控制表面有叠加效应。解决上述问题,nonquantitative局部网格重建技术是采用本文计算的流场干扰面前antishock波造成的身体产生的后体分离过程的阶段。高超音速飞行器的气动干扰模型建立阶段分离,和一个超音速分离控制方法提出了基于滑模切换控制。
根据高超音速飞行器的气动特性阶段分离,该方法认为美国的飞机的干扰区域作为交换系统的两个子系统。滑模切换状态方程和时间,由使用和设计滑模控制器能够有效地确保安全的阶段分离复杂的气动干扰时在舞台超音速火箭的分离。仿真结果验证了设计的控制系统可以实现高动态下的可靠的助推器分离压力和成为一个好对分离过程中的干扰抑制的影响。
2。方法
2.1。高超音速飞行器阶段分离过程的描述
阶段之间的分离过程串联助推器和高超音速飞行器图所示1。当超音速飞行器达到分离窗口,面前的态度身体和后体保持不变,而且没有相互干扰流场。车辆接收阶段分离指令后,将引爆爆炸螺栓和两具尸体将分离。由于爆炸螺栓的脉冲干扰和态度之间的相对运动分离后的前兆,两具尸体的态度变化引起复杂的流场变化;尤其是后面的身体会产生antishock波,产生一个力矩到前面的身体。与此同时,前面的舵面控制效率的身体会受到影响,导致antimanipulation。
分离的阶段,本文采用当地网重建技术在nonstructured网,CFD / 6自由度耦合计算,six-degree-of-freedom非定常方法适合解决多体分离问题复杂的配置,和重叠网格技术来加速收敛。
以下是主要的分离阶段:(一)马赫数:5.6,高度:19公里,攻角:2.0°,侧滑角:0.0°,和分离:200毫米(b)马赫数:5.6,高度:19公里,攻角:0.0°,侧滑角:0.0°,和分离:1900毫米
数据2- - - - - -5的压力云图助推器分离过程中机身。
从图可以看出,在分离过程中,当升压阶段逆转喷射式发动机工作和阶段之间的距离很小,会有一定的后体的效果。远期飞机将产生一定的气动干扰的前身飞机和飞机与尾巴,从而影响前体飞机的稳定性。级间分离的过程中,中间部分是一个高压区域,使飞机的阻力减少和助推器的阻力增加。空气动力学效应将加速级间分离的过程。因为级间分离研究是由反向喷射式发动机控制,反向喷射式发动机的工作将有一定的气动干扰影响的态度升压阶段,形成一个阻塞影响前面的来流喷嘴,导致大范围的高压区域,和一个低压区后,由于注入高压气流喷嘴。根据两者的联合行动,力量和一流的飞机的态度的影响。
图6显示的变化曲线高超音速飞行器的俯仰力矩系数与攻角和偏转角的控制表面分离过程中。
它可以清楚地看到数据6和7,由于干扰流场的影响,飞机的俯仰力矩系数减少,和操舵显示副翼逆转阶段分离的过程。在提高高超音速飞行器分离,尾部的车辆受到的干扰流场的影响,和控制的控制效果表面将被削弱。如果控制器设计是基于空气动力学数据,如图6时,控制系统将发散的气动特性的车辆出现anticontrol现象的影响下的干扰流场(如图7)。
2.2。高超音速飞行器的动态建模
主要是考虑到超音速飞机的纵向运动,高超音速飞行器的动力学模型阶段分离的过程如下所示: 在哪里是大气密度,是参考面积,参考长度。的空气动力学模型纵向通道阻力系数 ,升力系数 ,和俯仰力矩系数在攻角、舵偏转,角和马赫数 在哪里马赫数,标准大气密度和吗其相应的高度, 是大气密度的衰减规律。是电梯偏转角, , ,和是空气动力系数与攻角、电梯的角度,分别和马赫数。
对高超音速飞行器的分离时间很短,扰动运动参数之间的差异在分离点附近和安静的运动参数是非常小的。在分离时,飞机的滚动运动和横向运动幅度非常小,对飞机的态度和影响可以忽略。因此,小扰动线性化可以在建模过程中使用。
通过线性化上面的小扰动方程,高超声速飞行器的纵向动力学模型可以得到如下: 在哪里 。
使动态模型子系统1在高超音速飞行器分离干扰流场:
使动态模型子系统2高超音速飞行器飞出后的分离干扰流场: 在哪里 前的系数矩阵是高超音速飞行器分离,而 后的系数矩阵是高超音速飞行器分离。
2.3。设计滑模切换控制器的高超音速分离阶段
高超音速分离阶段的过程可以被视为从子系统的子系统在干扰流场的干扰流场。控制系统的目的是为了使用滑模切换控制原理和设计滑模切换控制器基于滑动开关表面,从而实现高超声速飞行器的姿态稳定阶段的过程中分离。
2.3.1。考虑一个非线性系统
在哪里 是系统的状态向量, 是控制输入向量, 是输出向量。是开关信号。 表明, - - - - - -子系统被激活。
系统可以表示为
假设1。矩阵对和分别是可控和可观察到的。
可观测性的
,它可以知道有矩阵这使得稳定。因此,对于任何正定矩阵
,下面的李雅普诺夫方程有一个独特的正定对称的解决方案
:
本文假定输出矩阵满足 ,所以系统(7)和(8)可以表示如下: 在哪里 , ,和 。
假设2。有一个连续函数这使得
,
,和
,和满足
,在哪里表达欧几里得范数。
对系统(11)和(12),有这使得
稳定。它可以从公式(10),
那
,在哪里
对所有 ,以下李雅普诺夫方程是:
状态观测器构造:
定理3。对于任何初始状态和 ,存在一个常数 在国家观察员(15)和(16),使 ,在哪里4观察的状态吗 。
证明。介绍线性变换
,和可以被定义为
从公式(11),(12)和(17),可以获得以下动态系统:
它可以获得
和公式(16),
。根据这个定义
,它可以获得
。假设观测误差
;它可以从公式(15)和(18),
错误的系统(19),考虑下面的李雅普诺夫函数:
计算时间的导数
,我们可以得到
根据李雅普诺夫稳定性理论,误差系统(19)是渐近稳定的,这是一个积极的常数满足
在任何初始状态的运动。
☐证明完成
设计滑模控制以确保系统的状态到达滑模区和执行滑模运动。滑动的条件的系统(7)和(8)是 在哪里对称正定矩阵和吗每个子系统的滑模函数。的定义如下:
在新的坐标 ,公式(24)可以表示为 在哪里 参数设计和吗 。 应该满足有 - - - - - - 与负实部特征值;与此同时,是满秩。
当系统进入滑模动态区域, 可以得到等效控制:
表达公式如下:
使 ,和 。的定义是:
等效控制满足, ;因此,
公式(32)需要改变它的形式,因为它包含nonlateral状态向量 。
定理4。考虑定义控制器切换系统(7)和(8): 在哪里可以被定义为公式(29日)。
根据控制的效果(33),系统(7)和(8)进入滑模动态区和执行滑模运动。
证明。当
,系统已进入滑模区域滑模运动。在的情况下
,代入公式(33)到公式(26)和公式(23)给
简化后,我们可以知道
它可以从假设2那
用公式(36)和(37)到公式(35),我们可以得到
因此,满足滑模到达条件,控制的作用下33)和一个给定的转换速度,系统(7)和(8)可以进入滑模区和执行滑模运动。
☐证明完成
3所示。结果与讨论
3.1。仿真验证
假设高超音速飞行器飞19千米的海拔6.0 Ma的飞行速度。当分离阶段,初始攻角 ,和初始角速度 。高超音速飞行器的在分离阶段,系统的干扰流场子系统子系统1和2,分别从子系统1转向子系统在200毫米2秒。只考虑表面的antieffect控制不考虑干扰在分离过程中,动态系统矩阵阶段分离的过程中可以计算如下:
让 ;解决方案(10)给出了正定对称矩阵:
系数矩阵 可以根据的要求吗 ,螺旋角和响应图和攻角显示为数字8,9。
假设高超音速飞行器也干扰力矩的影响在分离过程中,其干扰形式如下:
3.2。讨论
图12显示了传统控制器的响应曲线时阶段分离干扰。初分离,飞机的前身是干扰流场;控制表面显示反转效应。角速度随舵偏转角的增加,直到舵面饱和。此时,角速率持续增加的影响下干扰;在飞行前身体的干扰区域,舵表面不饱和,对干扰产生抑制作用。因此,控制系统使用单模时失去控制的风险控制方法。而采用基于滑模切换控制,控制系统控制模式转换期间按照国家分离,可有效抑制分离干扰和防止antimanipulation舵表面。
从仿真结果可以看到如图8- - - - - -11期间,当流场干涉阶段分离使舵面效率低下,滑模切换控制不仅能实现可靠的超音速飞机助推器分离高动态压力下也迅速抑制干扰的车辆上的分离过程的态度。干扰的作用下,所设计的控制器可以收敛的攻角响应飞机平衡攻角在5秒,和振幅是不超过5°。场上角速度在3秒内收敛,振幅不超过6°/ s。系统的动态特性满足设计要求。
4所示。结论
针对超音速阶段分离下的干扰抑制高动态压力,提出了一种高超音速阶段分离控制方法基于滑模切换控制。高超音速飞行状态的分离过程的干扰流场地区被认为是一个子系统切换特性。滑模切换控制系统的目的是实现态度稳定阶段分离过程中在不同的州。仿真结果表明,设计的控制系统可以实现可靠的高动态下阶段分离压力和干扰进行有效的抑制在分离过程中,稳定和速度的优势。
数据可用性
数据共享不适用于本文没有生成数据集或在当前的研究分析。
的利益冲突
作者声明没有潜在的利益冲突的研究,本文的作者,和/或出版。