一類高超聲速飛行器的模型及開環(huán)響應(yīng)研究

雷軍委 叢曉 陳黎明 李恒

摘 要：本文針對(duì)一類國(guó)外通用的高超聲速飛行器俯仰通道非線性模型，通過合理設(shè)置參數(shù)，研究了其開環(huán)響應(yīng)，得到了系統(tǒng)在開環(huán)無控情況下，飛行器短時(shí)間內(nèi)的運(yùn)動(dòng)軌跡，從而對(duì)動(dòng)態(tài)模型的正確性與合理性進(jìn)行初步預(yù)估與判斷，并為模型中發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的合理性進(jìn)行初步校驗(yàn)，為下一步進(jìn)行高超聲速飛行器控制與仿真研究提供模型校驗(yàn)基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：高超聲速;模型;穩(wěn)定性;飛行器;開環(huán)響應(yīng)

中圖分類號(hào)：V211;TP391.9 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-2064（2020）12-0083-02

0引言

高超聲速飛行器由于其在軍事上的重要戰(zhàn)略意義，已經(jīng)引起了世界主要軍事大國(guó)的密切關(guān)注與持續(xù)研究[1]。然而由于速度超過5馬赫帶來的系列熱的問題、制導(dǎo)精度問題、控制問題等等，使得其研究難度不僅體現(xiàn)在理論上，尤其體現(xiàn)在工程實(shí)踐上。其中首要的重中之重在一模型研究，其是高超聲速控制的理論基礎(chǔ)，也是一直都是高超聲速研究的重點(diǎn)與難點(diǎn)。除了原始模型與氣動(dòng)參數(shù)的真實(shí)性外，對(duì)于建模的方式，目前國(guó)內(nèi)外不同研究機(jī)構(gòu)的研究結(jié)果也各有不同[2-3]。而在確定的全彈道模型基礎(chǔ)上，對(duì)于工程師來說，如何對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，也是一個(gè)非常關(guān)鍵的問題。從全彈道模型經(jīng)過不同的簡(jiǎn)化方式，得到的俯仰通道模型也各有不同。如果不進(jìn)行模型簡(jiǎn)化處理，對(duì)進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)工作來說是難度很大的，有時(shí)即使是有經(jīng)驗(yàn)的理論工作者也無從下手。而過于簡(jiǎn)化，也會(huì)帶來簡(jiǎn)化后的模型無法代表高超聲速模型的動(dòng)態(tài)特性的問題。本文首先針對(duì)一類比較簡(jiǎn)單的俯仰通道高超聲速簡(jiǎn)化模型，其阻力與力矩與攻角的二次方有關(guān)，而且關(guān)系均為線性，同時(shí)與速度的鉸鏈也較小，不考慮彈性模態(tài)的形變影響，進(jìn)行其開環(huán)響應(yīng)研究，以初步了解該高超聲速模型的動(dòng)態(tài)特性。

1模型描述

2模型參數(shù)設(shè)置與開環(huán)響應(yīng)分析

為了進(jìn)行系統(tǒng)的開環(huán)仿真，首先設(shè)置模型參數(shù)如下：

進(jìn)行開環(huán)仿真的先決調(diào)節(jié)是系統(tǒng)無控，由于我們僅對(duì)俯仰通道的模型進(jìn)行校驗(yàn)判別，因此設(shè)置舵偏，編寫程序并運(yùn)行，得到相關(guān)飛行仿真曲線如圖1～圖6。

3結(jié)論

從以上仿真曲線可以看出，該模型的攻角跟蹤控制器是開環(huán)自穩(wěn)定的，因此此模型的控制難度小，而且基于供油因子的速度PID控制器也是有效的。進(jìn)一步觀察其平飛攻角大約在2°，因此此時(shí)升力與重力平衡，飛行器的高度基本不變，速度傾角趨于0°，而姿態(tài)角趨于2°。當(dāng)然，可以進(jìn)一步設(shè)計(jì)速度控制器，使得發(fā)動(dòng)機(jī)工作更連續(xù)，而使升阻力比更為正常。從上述開環(huán)響應(yīng)可以初步判斷，整個(gè)模型是合理有效的，從而為下一步控制算法仿真打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)

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