基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法、系统、装置及存储介质与流程

1.本发明属于飞行器制导与控制技术领域，涉及一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法、系统、装置及存储介质。


背景技术：

2.以猎户座飞船为研究对象，其逃逸塔采用的变推力发动机有着单燃烧室多喷管的特点，要求喷管在控制周期内联动使得等效喉部面积不变，以维持恒定的燃烧室压强来确保推力稳定、符合设计预期。但燃烧过程中燃烧面的变化、喷口的烧蚀等决定了压强并不总是恒定，需要通过闭环控制调节。
3.针对传统单燃烧室单喷管的变推力发动机，目前仅有少部分通过闭环控制实现了压强闭环，但压强闭环的目的只是保证推力恒定，仅仅满足推进的需求，而采用这类发动机的飞行器姿态控制往往采用气动舵或燃气舵的方式；单燃烧室多喷管的变推力发动机，一方面需要调节压强使得推力恒定，另一方面需要调节各喷管开度满足实时姿态控制需求，现有控制方法难以适用。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明提供一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法，实现了单燃烧室多喷管的协调控制，同时满足姿态控制需求和平衡燃烧室压强的需求，提高了控制效果，同时发动机输出的推力特性更稳定。
5.本发明第二目的是提供一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配系统。
6.本发明第三目的是提供一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配装置。
7.本发明第四目的是提供一种计算机存储介质。
8.本发明所采用的技术方案是，一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法，具体按照以下步骤进行：
9.s1，建立飞行器六自由度运动模型；
10.s2，以运动模型为基础，建立多喷管变推力发动机的控制模型，将变推力调节转化为离散的档位调节；
11.s3，根据建立的运动模型、控制模型，基于压强闭环控制构建控制分配优化模型，对所有喷管的档位进行实时控制分配。
12.进一步的，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：
[0013][0014][0015][0016][0017][0018][0019][0020][0021][0022][0023][0024][0025]
式中，v
x
,vy,vz,x,y,z表示飞行器在发射坐标系中的速度和位置分量；
[0026]
ω
tx1
,ω
ty1
,ω
tz1
表示逃逸飞行器在发射惯性系的三个转动角速度分量；
[0027]
表示逃逸飞行器在发射惯性系的三个欧拉角分量；
[0028]
gb表示本体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；
[0029]
gv表示速度坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；
[0030]
p表示本体坐标系中的推力；
[0031]
xc,yc,zc表示本体坐标系中的控制力分量，下角标c表示控制control，用于与其他变量区分用；
[0032]
m表示飞行器质量；
[0033]
分别表示在速度坐标系中的三个气动力分量；其中q表示飞行器的动压，sm表示飞行器的参考面积，α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，c
x
表示速度坐标系x轴气动力矩系数，表示速度坐标系y轴气动力系数对攻角的导数，表示速度坐标系y轴气动力系数对侧滑角的导数；
[0034]r0x
,r
0y
,r
0z
表示发射点地心矢径的分量；
[0035]g′r,g
ωe
表示引力加速度的两个分量；
[0036]
ω
ex
,ω
ey
,ω
ez
表示地球自转角速度分量；
[0037]
ωe表示地球自转角速度；
[0038]
r表示地心矢量；
[0039]
为求微分；
[0040]aij
(i＝1,2,3,j＝1,2,3)表示牵连加速度在发射坐标系中的转换矩阵；
[0041]bij
(i＝1,2,3,j＝1,2,3)表示哥氏加速度在发射坐标系中的转换矩阵；
[0042]
x
1e
表示飞行器质心到喷管出口中心点的距离；
[0043]ix1
,i
y1
,i
z1
表示转动惯量；
[0044]
和表示气动力矩；
[0045]
表示气动阻尼力矩；
[0046]
lk表示飞行器的参考长度，表示飞行器本体坐标系下x轴气动力矩对x轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下y轴气动力矩对y轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下z轴气动力矩对z轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下y轴气动力矩对侧滑角的偏导数，表示飞行器本体坐标系下z轴气动力矩对攻角的偏导数；
[0047]
mc
x
、mcy、mcz表示滚转通道、偏航通道和俯仰通道的实际输出的控制力矩。
[0048]
进一步的，所述步骤s2具体为：
[0049]
s21，变推力发动机实际输出的控制力矩为：
[0050][0051][0052][0053]
其中，n表示变推力发动机的每个喷管的调节阀从全开到全闭包含的档位数量，n
gj
表示喷管j实际开启状态时对应档位，j为喷管编号，j＝1,2,
…
,n，g表示档位；mc
xj
表示喷管
j全开时输出的沿滚转通道方向的控制力矩，mc
yj
表示喷管j全开时输出的沿偏航通道方向的控制力矩，mc
zj
表示喷管j全开时输出的沿俯仰通道方向的控制力矩；
[0054]
s22，所有喷管开启的档位之和ng恒定，使得燃烧室压强恒定，见式(16)：
[0055][0056]
通过调节离散的档位n
gj
实现变推力调节。
[0057]
进一步的，所述步骤s3具体为：
[0058]
s31，根据姿态角偏差和角速率偏差解算需用控制力矩：
[0059][0060]
式(17)中，和分别表示滚转通道方向、偏航通道方向和俯仰通道方向的需用控制力矩，δψ表示偏航角偏差，α和α
cmd
分别是攻角和配平攻角，表示攻角变化率，k
py
,k
dy1
,k
dy2
,k
pz
,k
dz
表示控制参数；
[0061]
s32，基于变推力发动机控制模型，构建含约束的控制优化模型，如式(18)：
[0062][0063]
式中，表示对应方向的控制需用力矩，根据式(17)得到；mci表示对应方向实际输出的控制力矩，见式(13)-(15)；ki表示相应的权系数，根据具体模型和滚转、偏航、俯仰三个通道的优化意向占比来调节；
[0064]
联合式(18)、(13)-(15)得到式(19)：
[0065][0066]
将式(18)转换为含等式约束的整数规划模型，解整数规划模型，得到所有喷管实际开启状态时对应档位的实时档位n
gj
，对所有喷管的档位进行实时控制分配。
[0067]
进一步的，所述调节阀为针栓调节阀或扇面调节阀。
[0068]
一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配系统，包括：
[0069]
运动模型构建模块，用于建立飞行器六自由度运动模型；
[0070]
控制模型构建模块，用于以运动模型为基础，建立多喷管变推力发动机的控制模型，将变推力调节转化为离散的档位调节；
[0071]
控制分配模块，用于根据建立的运动模型、控制模型，基于压强闭环控制构建控制
分配优化模型，对所有喷管的档位进行实时控制分配。
[0072]
一种基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配装置，采用上述方法实现。
[0073]
一种计算机存储介质，所述存储介质中存储有至少一条程序指令，所述至少一条程序指令被处理器加载并执行以实现上述的方法。
[0074]
本发明的有益效果是：
[0075]
本发明建立了六自由度运动模型和单燃烧室多喷管的变推力发动机模型，针对飞行器变推力发动机单燃烧室多喷管的特点，研究喷管开启对应的调节阀控制问题，并将发动机调节阀运动的问题转换为非线性整数规划问题，然后结合压强闭环控制需求，采用优化算法实现控制分配。现有部分研究出于平衡压强的目的引入了闭环控制的概念，但其所提的闭环控制仅为保证压强平衡，无法适应姿态控制的需求。
[0076]
本发明针对单燃烧室多喷管的变推力发动机，在满足姿态控制需求情况下同时实现发动机本身的平衡压强的功能，依靠控制发动机本身的喷口调节即可同时完成压强恒定和姿态控制两大需求，无需额外增加舵面等其他控制手段，提升了飞行器和发动机的一体化设计能力，简化气动布局、结构机构、防热减重等多重设计，减轻了飞行器重量，优化提高了控制效率，使该类发动机在姿态控制中获得更灵活的控制效果。
[0077]
本发明飞行器变推力发动机控制分配方法可直接应用于变推力发动机的控制分配场景中，对控制效果具有显著改善，发动机输出的推力特性更稳定，有效地减小了传统发动机工作过程中压强变化带来的推力不确定性。对类似构型的发动机协调控制具有指导意义，对于采用变推力发动机构型的弹、箭等应用场景，均可以直接采用该方法实现控制分配。
附图说明
[0078]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0079]
图1是本发明实施例飞行器变推力发动机控制分配方法的流程框图。
[0080]
图2是本发明实施例2中所有喷管正常工作情况下的仿真结果。
[0081]
图3是本发明实施例2中1号喷管故障情况下的仿真结果。
[0082]
图4是本发明实施例3中所有喷管正常工作情况下的仿真结果。
具体实施方式
[0083]
下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。
[0084]
实施例1，
[0085]
基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法，具体按照以下步骤进
行：
[0086]
s1，建立飞行器六自由度运动模型；
[0087]
飞行器六自由度运动模型为：
[0088][0089][0090][0091][0092][0093][0094][0095][0096][0097][0098][0099][0100]
式中，v
x
,vy,vz,x,y,z表示飞行器在发射坐标系中的速度和位置分量；
[0101]
ω
tx1
,ω
ty1
,ω
tz1
表示逃逸飞行器在发射惯性系的三个转动角速度分量；
[0102]
表示逃逸飞行器在发射惯性系的三个欧拉角分量；
[0103]
gb表示本体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；
[0104]
gv表示速度坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；
[0105]
p表示本体坐标系中的推力；
[0106]
xc,yc,zc表示本体坐标系中的控制力分量，下角标c表示控制control，用于与其他变量区分用；
[0107]
m表示飞行器质量；
[0108]
分别表示在速度坐标系中的三个气动力分量；其中q表示飞行器的动压，sm表示飞行器的参考面积，α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，c
x
表示速度坐标系x轴气动力矩系数，表示速度坐标系y轴气动力系数对攻角的导数，表示速度坐标系y轴气动力系数对侧滑角的导数。
[0109]r0x
,r
0y
,r
0z
表示发射点地心矢径的分量；
[0110]g′r,g
ωe
表示引力加速度的两个分量；
[0111]
ω
ex
,ω
ey
,ω
ez
表示地球自转角速度分量；
[0112]
ωe表示地球自转角速度；
[0113]
r表示地心矢量；
[0114]
为求微分；
[0115]aij
(i＝1,2,3,j＝1,2,3)表示牵连加速度在发射坐标系中的转换矩阵；
[0116]bij
(i＝1,2,3,j＝1,2,3)表示哥氏加速度在发射坐标系中的转换矩阵；
[0117]
x
1e
表示飞行器质心到喷管出口中心点的距离；
[0118]ix1
,i
y1
,i
z1
表示转动惯量；
[0119]
和表示气动力矩；
[0120]
表示气动阻尼力矩；
[0121]
lk表示飞行器的参考长度，表示飞行器本体坐标系下x轴气动力矩对x轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下y轴气动力矩对y轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下z轴气动力矩对z轴转动角速度的偏导数，表示飞行器本体坐标系下y轴气动力矩对侧滑角的偏导数，表示飞行器本体坐标系下z轴气动力矩对攻角的偏导数。
[0122]
s2，以运动模型为基础，建立变推力发动机控制模型；
[0123]
s21，参考猎户座飞船的姿控固体发动机模型，即单燃烧室8喷管结构，每个喷管分别对应一个针栓调节阀或扇面调节阀。8个喷管均匀分布在发动机圆周上，每个调节阀能够实现从全开到全闭的调节，每个喷管结构相同性能相同，n表示每个喷管的调节阀从全开到全闭包含的档位数量，喷管依序编号为1,2,...,8，每个喷管实际开启状态时对应档为n
gj
(j＝1,2,...,8)且满足n
gj
＝0,1,...,n-1；g表示档位gear，无特殊含义。mc
xj
表示喷管j全开时输出的沿滚转通道方向的控制力矩，mc
yj
表示喷管j全开时输出的沿偏航通道方向的控制力矩，mc
zj
表示喷管j全开时输出的沿俯仰通道方向的控制力矩；
[0124]
因此实际输出的控制力矩为：
[0125][0126][0127][0128]
公式(13)-(15)中mc
x
、mcy、mcz与公式(7)-(9)中mc
x
、mcy、mcz实质相同，mc
x
、mcy、mcz表示滚转通道、偏航通道和俯仰通道的实际输出的控制力矩。
[0129]
s22，变推力固体火箭发动机在改变等效喉部面积时会影响燃烧室压强，而压强的改变又会影响最大推力的稳定性。为使这种单燃烧室多喷管的最大推力稳定，需力求燃烧室压强恒定。因此需要使8个喷管的等效喉部面积总和保持不变。对应到数学模型中，则表示8个喷管开启的档位之和ng恒定，则有：
[0130][0131]
针对单燃烧室多喷管的变推力发动机建立简化数学模型，通过调节离散的档位n
gj
实现变推力调节，能够将变推力调节转化为离散的档位调节，既符合发动机本身的客观规律，又便于优化求解。喷管的数量可以采用不是8个喷管而是其他数量喷管的方案。
[0132]
s3，基于压强闭环控制进行控制分配；
[0133]
s31，控制律采用pd控制的设计思路，根据姿态角偏差和角速率偏差解算需用控制力矩：
[0134][0135]
式(17)中，和分别表示滚转通道(x方向)、偏航通道(y方向)和俯仰通道(z方向)的需用控制力矩，δψ表示偏航角偏差，α和α
cmd
分别是攻角和配平攻角，表示攻角变化率，一般可以用俯仰角和弹道倾角的变化率相减等效，k
py
,k
dy1
,k
dy2
,k
pz
,k
dz
表示控制律中的控制参数，控制参数的确定通过数学仿真来调节。
[0136]
按照姿态控制器设计思路，外环的压力闭环控制主要是通过压强敏感器检测压强的变化情况，调节总喉部面积维持压强恒定。由于压强与推力密切相关，压强的变化将直接影响姿控发动机产生的控制力及控制力矩，为维持控制能力相对稳定需要保持压强恒定，相应的需要调节总的喉部面积实时变化，即式(16)中的ng为实时变化的数值，并非一成不变。
[0137]
s32，基于变推力发动机的描述，构建如下含约束的控制优化模型：
[0138][0139]
式中，表示对应方向(x,y,z)的控制需用力矩，根据式(17)得到；mci表示对应方向(x,y,z)实际输出的控制力矩，见式(13)-(15)；ki表示相应的权系数，根据具体模型和滚转、偏航、俯仰三个通道的优化意向占比来调节，默认可以设置为常值1；式(18)中符号“||||
2”表示2-范数；minj表示对泛函j取最小值。
[0140]
进一步的，式(18)中描述的问题可以转换为一个含等式约束的如下整数规划模型：
[0141][0142]
解整数规划模型，得到所有喷管实际开启状态时对应档位的实时档位n
gj
，对所有喷管的档位进行实时控制分配。式(19)中的优化问题也是一个变参数，需要实时优化求解。只有对模型充分解析，才能完成准确的数学建模并写成优化问题的表达形式，求解方法为本领域已知。若对俯仰控制需求或偏航控制需求更多时，通过调整ki数值，改变不同通道的权重。
[0143]
解整数规划问题是一类离散优化问题，非线性整数规划则由于其形式多变，所采用的优化算法也有多种多样。基于matlab或其他优化工具包/算法进行求解非线性规划问题，将整数规划变相地调整为变量对1取模为0的等式约束，则可对该整数规划问题进行求解，具体求解方法为本领域已知。
[0144]
实施例2，
[0145]
以类似猎户座的逃逸飞行器为对象，对实施例1提供的控制分配方法进行仿真验证。
[0146]
参数选择：ki(i＝x,y,z)，k
x
＝1，ky＝1，kz＝1.2；n＝101，k
py
＝-4.0，k
dy1
＝-7.2，k
dy2
＝-3.5，k
pz
＝10.0，k
dz
＝-4.1，逃逸飞行器沿某一条给定弹道飞行时，仿真结果如图2-图3所示。其中图2为正常工作情况下的一个范例，图3表示某一喷管故障情况下的使用范例(横、纵坐标的含义与图2相同)，图3中所选的故障情况为1号喷管完全无法工作的情况；由图3可知，某一喷管故障情况下仍然能完成工作。
[0147]
实施例3，
[0148]
步骤s1，步骤s2与实施例2相同，步骤s3中不采用优化方法，即步骤s32中不采用式(18)中的优化形式，而仅仅保留其约束：参数选择与实施例2相同，仿真结果如图4所示。图4为正常工作情况下的一个范例。图2与图4相比较而言，图2由于是优化解，因此单喷管满喷或不喷的情况(即碰触到1或0的情况)更少，且持续时间明显更短。实施例3的方
法无法直观找出喷管故障情况下的解决方案。
[0149]
现有的闭环控制仅针对发动机模型，主要针对单燃烧室单喷管的变推力发动机，往往是用于推进动力使用，不考虑整体的飞行情况，即不关注飞行器模型，无法满足姿态控制的需求，更不涉及控制分配，即无法实现控制分配。本发明实施例在步骤s1中考虑整体的飞行情况，步骤s2针对单燃烧室多喷管这类变推力发动机的压强闭环控制，发动机形式的不同也决定了发动机的功能定位不同；喷管数量多而控制需求仅是在三个方向的控制需用力矩，结合控制分配，能够用于姿态控制，同时满足姿态控制需求和平衡燃烧室压强的需求，提高了控制效果，发动机输出的推力特性更稳定。
[0150]
本发明实施例所述基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明实施例所述基于压强闭环控制的飞行器变推力发动机控制分配方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
[0151]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。