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

技术特征：
1.一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，其特征在于，具体按照以下步骤进行：s1，建立飞行器六自由度运动模型；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；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。2.根据权利要求1所述的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，其特征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：征在于，所述步骤s1中，飞行器六自由度运动模型为：
式中，v
x
,v
y
,v
z
,x,y,z表示飞行器在发射坐标系中的速度和位置分量；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；ψ
t
,γ
t
表示逃逸飞行器在发射惯性系的三个欧拉角分量；g
b
表示本体坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；gv表示速度坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵；p表示本体坐标系中的推力；x
c
,y
c
,z
c
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；m表示飞行器质量；c
x
qs
m
,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，s
m
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；r
0x
,r
0y
,r
0z
表示发射点地心矢径的分量；g
′
r
,g
ωe
表示引力加速度的两个分量；ω
ex
,ω
ey
,ω
ez
表示地球自转角速度分量；ω
e
表示地球自转角速度；r表示地心矢量；为求微分；a
ij
(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；b
ij
(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；x
1e
表示飞行器质心到喷管出口中心点的距离；i
x1
,i
y1
,i
z1
表示转动惯量；和表示气动力矩；表示气动阻尼力矩；l
k
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；mc
x
、mc
y
、mc
z
分别表示滚转通道、偏航通道和俯仰通道的实际输出的控制力矩。3.根据权利要求1所述的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，其特征在于，所述步骤s2具体为：s21，变推力发动机实际输出的控制力矩为：
其中，mc
x
、mc
y
、mc
z
分别表示滚转通道、偏航通道和俯仰通道的实际输出的控制力矩；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；s22，所有喷管开启的档位之和n
g
恒定，使得燃烧室压强恒定，见式(16)：通过调节离散的档位n
gj
实现变推力调节。4.根据权利要求3所述的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，其特征在于，所述步骤s3具体为：s31，根据姿态角偏差和角速率偏差解算需用控制力矩：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；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)：式中，表示对应方向的控制需用力矩，根据式(17)得到；mc
i
表示对应方向实际输出的控制力矩，见式(13)-(15)；k
i
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；联合式(18)、(13)-(15)得到式(19)：
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。5.根据权利要求3所述的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，其特征在于，所述调节阀为针栓调节阀或扇面调节阀。6.一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，其特征在于，采用如权利要求1所述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，包括：运动模型构建模块，用于建立飞行器六自由度运动模型；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；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。7.一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，其特征在于，采用如权利要求1-5任一项所述的方法实现。8.一种计算机存储介质，其特征在于，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如权利要求1-5任一项所述的方法。

技术总结
本发明公开了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，控制分配方法，具体为：建立飞行器六自由度运动模型；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；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。本发明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。同时发动机输出的推力特性更稳定。同时发动机输出的推力特性更稳定。


技术研发人员：孙海峰 王之 包为民 朱建文 李小平 邓忠文 沈利荣
受保护的技术使用者：北京控制工程研究所
技术研发日：2021.10.26
技术公布日：2022/1/28