【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種，特別是涉及一種實現控制特性惡劣模式拉偏組合，加強地面預示及控制能力的。
技術介紹
氣動誤差模型是控制系統分析、設計和仿真中誤差狀態選取的最重要組成部分，氣動誤差模型的構架、量值及使用方式決定了控制系統設計結果的可靠性，因此需要基于控制需求進行氣動誤差模型設計及使用的研究。對于高超聲速類滑翔飛行器，主要依靠氣動力控制實現滑翔飛行，需要對氣動誤差模型進行精細刻畫。傳統的氣動誤差模型形式為“常值項+比例項”的形式，以法向力系數偏差為例說明，一般為I ACnI ( (0.05+15%.|Cj)形式所示。此種形式存在一定的問題，即無法滿足控制系統設計對穩定性、舵效、交叉導數等氣動增量項的拉偏需求，無法實現控制系統關鍵參數誤差極限狀態的考核。為充分激發高超聲速滑翔飛行器操縱性與穩定性更為惡劣的模式，以加強地面預示及狀態控制的能力。根據飛行器本體特性創新性提出一種分量式氣動誤差模型，此種模型形式將偏差量劃分為“常值項+穩定項+舵效項+控制耦合項”的分量形式進行表述，可實現各分量不同極性的拉偏，形成惡劣模式的組合狀態。在氣動誤差模型已建立的基礎上，合理有效的使用及考核方式，一方面可平衡總體設計中各分系統的設計難度，加快總體方案閉合，另外，可充分預示飛行試驗風險點，并為飛行試驗后氣動誤差量值的縮小提供參考。對于氣動誤差模型的使用及考核方式，一般的做法是針對一級誤差帶，進行極限拉偏組合開展仿真，要求全偏差組合狀態下均能實現穩定飛行，此種做法經常面臨的問題是無法實現誤差源設計與控制設計的平衡，方案難以閉合。為實現方案的閉合，氣動誤差模型需要極盡所能...
【技術保護點】
一種基于控制需求的飛行器氣動誤差模型分量、分級設計方法，依次包括以下步驟：第一步、實時采集飛行高度Hi，飛行馬赫數Ma，飛行攻角α，飛行側滑角β，飛行器俯仰舵偏飛行器偏航舵偏δψ，飛行器滾動舵偏δγ；根據誤差帶包絡確定常值系數a、b、k；第二步、獲得俯仰舵偏產生的力矩系數獲得0°俯仰舵偏下的力矩系數相減得到俯仰舵偏產生的俯仰力矩系數增量獲得滾動舵偏產生的力矩系數獲得0°滾動舵偏下的力矩系數相減得到滾動舵偏產生的俯仰力矩系數增量滾動舵偏產生的偏航力矩系數增量滾動舵偏產生的滾動力矩系數增量第三步、獲得俯仰常值項偏差ΔCmz0＝±(a*α+b)；俯仰舵效項偏差滾動舵偏誘發的俯仰力矩系數偏差偏航常值項偏差ΔCmy0＝±(a*α+b)；偏航穩定項偏差ΔCmyβ=±(a*α+b);滾動舵偏誘發的偏航力矩系數偏差滾動常值項偏差ΔCmx0＝±(a*α+b)；滾動穩定項偏差ΔCmyβ=±(a*α+b);滾動舵效項偏差第四步、建立俯仰力矩系數偏差建立偏航力矩系數偏差ΔCmy=&Delta...
【技術特征摘要】
1.一種基于控制需求的飛行器氣動誤差模型分量、分級設計方法，依次包括以下步驟:第一步、實時采集飛行高度Hi，飛行馬赫數Ma，飛行攻角a，飛行側...
【專利技術屬性】
技術研發人員：王穎，閔昌萬，王毓棟，黃興李，劉秀明，吳小華，劉全軍，
申請(專利權)人：北京臨近空間飛行器系統工程研究所，中國運載火箭技術研究院，
類型：發明
國別省市：
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