一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪。本发明的控制算法更清晰，控制精度更精确，能够将所有扰动通过时间延时观测器来观测。

权利要求

1.一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；

所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统包括，非接触辐射加热器、电功率调节装置和量热传感器；

所述非接触辐射加热器为石英灯加热器，所述电功率调节装置为双向晶闸管，所述量热传感器为热电偶传感器；

基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；

在交流调压电路中，定义高超声速飞行器气动热地面模拟系统中电功率调节装置的输出电压U的表达式如下，

其中，U为输出电压即非接触辐射加热器两端电压，UI为输入电压即电源两端电压，α为双向晶闸管的导通角；

还包括：

根据焦耳定律，计算高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入电能W的表达式，如下，

其中，P为电功率，R为非接触辐射加热器的电阻之和，Δt为通电的时间即非接触辐射加热器的工作时间；

将输出电压U代入非接触辐射加热器输入电能W中，如下，获得电能W和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系；

利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；

若高超声速飞行器气动热地面模拟系统忽略粘性耗散生成的热量和传热过程中的热膨胀，则根据热力学的内能做工和传热学三种传热模式：热对流、热传导、热辐射，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统的输出电热能Q的表达式，如下，4

Q＝cm(T1‑T0)+A(β(T1‑T0)+λ(T1‑T0)+εσFT1Δt)其中，等式右边分别为用于非接触辐射加热器自身消耗的内能、对流换热过程中损失的热能、热传导过程中损失的热能、热辐射效应输出的热能，c、m、T1、T0、A、ε、Δt分别为非接触辐射加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、黑度系数、工作时间，β、λ、σ、F分别为对流换热系数、导热系数、斯蒂芬‑玻尔兹曼常数、角系数，由此得到电热能Q和当前温度T1之间的数学关系；

联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；

联立输入电能表达式和输出电热能表达式，将非接触辐射加热器输入电能W和输出电热能Q导入输入输出能量守恒等式中，如下，获得当前温度T1和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系，使得iPID控制器能够跟踪目标温度，当前温度T1作为可测量变量和导通角α为可控制变量；

当被控对象模型是单输入单输出系统时，则将被控对象模型转化为无模型控制的超局部模型，如下，

(n)

y ＝G+χu(t)

(n)

其中，y 表示为输出量y对时间t的n阶导数，n取1或者2，u表示为输入量，G表示为所有未知扰动的集合，包含了外界扰动和系统内部非线性扰动，χ表示为非物理意义的可调参数；

利用超局部模型将输入输出能量守恒等式两边除以Δt并进行移项处理，获得高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型，即控制模型，如下，(n)

其中， 为T1对时间Δt的导数， α分别对应超局部模型中的y 、u，而sin2α给系统带来的是周期性的震动，并没有对系统整体的收敛产生影响，含有sin2α的项可以看作输入扰4

动，AεσFT1可以看作系统的高阶输出扰动，因此为既包含输入扰动又包含输出扰动的全部扰动之和，对应于超局部模型的G，G可以通过时间延时观测器来观测；

对所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完成目标跟踪；

还包括，

根据所述超局部模型，定义时间延时观测器，如下，其中, 为扰动G的观测值，ν为延时的时间间隔，所述时间延时观测器是通过时间间隔，用上一时刻的状态量近似代替当前时刻的状态量，从而实现对未知状态量的在线估计；

包括，

输出的跟踪误差表达式如下，*

e(t)＝y‑y

*

其中，e为跟踪误差，y为输出目标；

根据所述输入输出能量守恒等式，通过闭环控制得到无模型控制器，如下，其中，δ(e)为闭环反馈控制率；

定义所述iPID控制器的目标函数，如下，将所述目标函数代入所述无模型控制器中，得到所述iPID控制器，如下，其中，Kp、Ki、Kd分别为比例项、积分项、微分项的系数，用于调参。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法，其特征在于：包括，

设置所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统作用在所述非接触辐射加热器上的电能全部用于加热，则根据所述能量守恒定律建立其输入输出能量守恒等式的表达式为：W＝Q

其中，W是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入的电能，Q是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输出的电热能。

说明书

一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空航天自动化的技术领域，尤其涉及一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法。

背景技术

[0002] 当飞行器的飞行速度达到高超声速时(马赫数大于5)，飞行器表面会与气流产生剧烈摩擦，并产生大量的热能，导致飞行器的壁面温度急剧升高，这就是所说的气动加热过
程，过高的飞行器表面温度，不仅会影响飞行器正常运行状态，而且对机身结构安全和内部
电子设备稳定也带来了一定的威胁，因此需要良好的热防护设计来避免飞行器结构或内部
设备在飞行环境条件下失效；考虑到经济和飞行器速度等方面的原因，并不能在飞行器表
面都用同一种材料，需要精确的对不同的受热区域进行分析，采用不同的隔热材料，这就需
要通过飞行器的地面环境试验暴露存在的问题，用以改进选择合适的壁面材料。

[0003] 地面热环境试验主要有风洞试验和非接触辐射热试验，过高马赫数的风洞设计难度大、模拟和测量的精确度不高、造价高昂、存在干扰，而非接触辐射热试验中石英灯作为
辐射热元件具有热惯性小、寿命长、温度高、使用安全等特点；现如今石英灯为加热元件的
辐射热试验大多是基于无需系统数学模型来设计控制器，完全凭经验公式，缺乏系统性分
析，在提高控制精度和决策速度之间相互矛盾，无法达到实时控制，普遍存在控制精度不
高、抗干扰能力差等问题，无法保证系统可以稳定跟踪期望温度的要求。

发明内容

[0004] 本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本申请的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部
分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。

[0005] 鉴于上述现有存在的问题，提出了本发明。

[0006] 因此，本发明提供了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID 方法，能够解决常规控制算法完全凭经验获得规则及隶属函数问题、现有控制方法无法达到实时
控制及鲁棒性差的问题。

[0007] 为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：包括，根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式；基于交流调压电路，建立高
超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式；利用热力学和传热学，建立高超声速
飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式；联立所述输入电能表达式和所述输出电热
能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型；对
所述控制模型进行降阶，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制器以完
成目标跟踪。

[0008] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统包括，非接触辐射加热器、电功
率调节装置和量热传感器；所述非接触辐射加热器为石英灯加热器，所述电功率调节装置
为双向晶闸管，所述量热传感器为热电偶传感器。

[0009] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，设置所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统作用在所述非接触辐
射加热器上的电能全部用于加热，则根据所述能量守恒定律建立其输入输出能量守恒等式
的表达式为：

[0010] W＝Q

[0011] 其中，W是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入的电能，Q是所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输出的电热能。

[0012] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，在所述交流调压电路中，定义所述高超声速飞行器气动热地面模拟
系统中电功率调节装置的输出电压U的表达式为:

[0013]

[0014] 其中，U为输出电压即非接触辐射加热器两端电压，UI为输入电压即电源两端电压，α为双向晶闸管的导通角。

[0015] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，根据焦耳定律，计算所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非
接触辐射加热器输入电能W的表达式，如下，

[0016]

[0017] 其中，P为电功率，R为非接触辐射加热器的电阻之和，Δt为通电的时间即非接触辐射加热器的工作时间；将所述输出电压U代入非接触辐射加热器输入电能W中，如下，

[0018]

[0019] 获得电能W和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系。

[0020] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，若所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统忽略粘性耗散生成的热
量和传热过程中的热膨胀，则根据热力学的内能做工和传热学三种传热模式，建立所述高
超声速飞行器气动热地面模拟系统的输出电热能Q，如下，

[0021] Q＝cm(T1‑T0)+A(β(T1‑T0)+λ(T1‑T0)+εσFT14Δt)

[0022] 其中，等式右边分别为用于非接触辐射加热器自身消耗的内能、对流换热过程中损失的热能、热传导过程中损失的热能、热辐射效应输出的热能，c、m、 T1、T0、A、ε、Δt分别
为非接触辐射加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、黑度系数、工作时间，β、
λ、σ、F分别为对流换热系数、导热系数、斯蒂芬‑玻尔兹曼常数、角系数，由此得到所述电热
能Q和当前温度 T1之间的数学关系。

[0023] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，联立所述输入电能表达式和所述输出电热能表达式，将所述非接触
辐射加热器输入电能W和所述输出电热能Q导入所述输入输出能量守恒等式中，如下，

[0024]

[0025] 获得所述当前温度T1和所述双向晶闸管的导通角α之间的数学关系，使得iPID 控制器能够跟踪目标温度，所述当前温度T1作为可测量变量和所述导通角α为可控制变量。

[0026] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，当被控对象模型是单输入单输出系统时，则将所述被控对象模型转
化为无模型控制的超局部模型，如下，

[0027] y(n)＝G+χu(t)

[0028] 其中，y(n)表示为输出量y对时间t的n阶导数，n一般取1或者2，u表示为输入量，G表示为所有未知扰动的集合，既包含了外界扰动和系统内部非线性扰动，χ表示为非物理意义
的可调参数。

[0029] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：还包括，利用所述超局部模型将所述输入输出能量守恒等式两边除以Δt
并进行移项处理，获得所述高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型：

[0030]

[0031] 其中， 为T1对时间Δt的导数， α分别对应所述超局部模型中的y(n)、 u，而sin2α给系统带来的是周期性的震动，并没有对系统整体的收敛产生影响，含有sin2α的项
4
可以 看作 输入 扰动 ，AεσF T1 可以 看 作 系统的 高阶 输出 扰动 ，因 此
可以看作既包含输入扰动又包含输出扰动的
全部扰动之和，对应于超局部模型的G，G可以通过时间延时观测器来观测；根据所述超局部
模型，定义时间延迟观测器，如下，

[0032]

[0033] 其中, 为扰动G的观测值，ν为延时的时间间隔，所述时间延时观测器是通过时间间隔，用上一时刻的状态量近似代替当前时刻的状态量，从而实现对未知状态量的在线估
计。

[0034] 作为本发明所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的一种优选方案，其中：包括，输出的跟踪误差表达式如下，

[0035] e(t)＝y*‑y

[0036] 其中，e为跟踪误差，y*为输出目标；根据所述输入输出能量守恒等式，通过闭环控制得到无模型控制器，如下，

[0037]

[0038] 其中，δ(e)为闭环反馈控制率；定义所述PID控制器的目标函数，如下，

[0039]

[0040] 将所述目标函数代入所述无模型控制器中，得的所述iPID控制器，如下，

[0041]

[0042] 其中，Kp、Ki、Kd分别为比例项、积分项、微分项的系数，用于调参。

[0043] 本发明的有益效果：本发明首先解决了常规控制算法完全凭经验获得规则及隶属函数问题，系统地建立了高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型，其次解决了常
规控制无法达到实时控制及鲁棒性差等问题，设计了一种 iPID控制器可以实现闭环反馈
实时控制，有效地避免了非线性部分难以控制和无法全局线性化等问题；另一方面，本发明
的控制算法更清晰，控制精度更精确，克服了常规控制规则难以建立的问题，普遍存在控制
精度不高、抗干扰能力差等问题，并且在数学模型的基础上运用iPID控制对复杂的数学模
型线性化处理，能够将所有扰动通过时间延时观测器来观测。

附图说明

[0044] 为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例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性的前提下，还可以根据这些附图获得其它
的附图。其中：

[0045] 图1为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的流程示意图；

[0046] 图2为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统工作流程示意图；

[0047] 图3(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器机翼三维结构示意图；

[0048] 图3(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器机翼二维尺寸示意图；

[0049] 图4(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器机翼气动热的有限元仿真示意图；

[0050] 图4(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器机翼气动热的壁面平均温度采样示意图；

[0051] 图4(c)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器机翼气动热的数据拟合示意图；

[0052] 图5为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的iPID控制器框架示意图；

[0053] 图6(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的输出温度曲线示意图；

[0054] 图6(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的局部放大示意图；

[0055] 图7(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在传统PID控制方法下的输出温度曲线示
意图；

[0056] 图7(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在传统PID控制方法下的局部放大示意
图；

[0057] 图8(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在iPID控制方法和传统PID控制方法下的
误差跟踪曲线示意图；

[0058] 图8(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在iPID控制方法和传统PID控制方法下的
误差局部放大对比示意图；

[0059] 图9(a)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在iPID控制方法和传统PID控制方法下的
外扰动影响的误差跟踪曲线示意图；

[0060] 图9(b)为本发明一个实施例所述的高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的高超声速飞行器气动热地面模拟系统在iPID控制方法和传统PID控制方法下的
外扰动影响的局部放大对比示意图。

具体实施方式

[0061] 为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合说明书附图对本发明的具体实施方式做详细的说明，显然所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而
不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都应当属于本发明的保护的范围。

[0062] 在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的
情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

[0063] 其次，此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本发明至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本说明书中不同地方出现的“在一个实施例中”并非均指
同一个实施例，也不是单独的或选择性的与其他实施例互相排斥的实施例。

[0064] 本发明结合示意图进行详细描述，在详述本发明实施例时，为便于说明，表示器件结构的剖面图会不依一般比例作局部放大，而且所述示意图只是示例，其在此不应限制本
发明保护的范围。此外，在实际制作中应包含长度、宽度及深度的三维空间尺寸。

[0065] 同时在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而
不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此
不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解
为指示或暗示相对重要性。

[0066] 本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，
也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人
员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0067] 实施例1

[0068] 参照图1～图5，为本发明的第一个实施例，提供了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID(控制器)方法，本发明方法用于石英灯加热器控制回路中，具体的，
双向晶闸管导通角采用本发明方法进行控制，包括：

[0069] S1：根据能量守恒定律，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入输出能量守恒等式。其中需要说明的是，高超声速飞行器气动热地面模拟系统包括：

[0070] 非接触辐射加热器、电功率调节装置和量热传感器；

[0071] 非接触辐射加热器为石英灯加热器，电功率调节装置为双向晶闸管，量热传感器为热电偶传感器。

[0072] 进一步的，还包括：

[0073] 设置高超声速飞行器气动热地面模拟系统作用在非接触辐射加热器上的电能全部用于加热，则根据能量守恒定律建立其输入输出能量守恒等式的表达式为：

[0074] W＝Q

[0075] 其中，W是高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入的电能，Q是高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输出的电热能。

[0076] S2：基于交流调压电路，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能表达式。本步骤需要说明的是：

[0077] 在交流调压电路中，定义高超声速飞行器气动热地面模拟系统中电功率调节装置的输出电压U的表达式如下，

[0078]

[0079] 其中，U为输出电压即非接触辐射加热器两端电压，UI为输入电压即电源两端电压，α为双向晶闸管的导通角。

[0080] 具体的，还包括：

[0081] 根据焦耳定律，计算高超声速飞行器气动热地面模拟系统中非接触辐射加热器输入电能W的表达式，如下，

[0082]

[0083] 其中，P为电功率，R为非接触辐射加热器的电阻之和，Δt为通电的时间即非接触辐射加热器的工作时间；

[0084] 将输出电压U代入非接触辐射加热器输入电能W中，如下，

[0085]

[0086] 获得电能W和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系。

[0087] S3：利用热力学和传热学，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输出电热能表达式。其中还需要说明的是：

[0088] 若高超声速飞行器气动热地面模拟系统忽略粘性耗散生成的热量和传热过程中的热膨胀，则根据热力学的内能做工和传热学三种传热模式(热对流、热传导、热辐射)，建
立高超声速飞行器气动热地面模拟系统的输出电热能Q，如下，

[0089] Q＝cm(T1‑T0)+A(β(T1‑T0)+λ(T1‑T0)+εσFT14Δt)

[0090] 其中，等式右边分别为用于非接触辐射加热器自身消耗的内能、对流换热过程中损失的热能、热传导过程中损失的热能、热辐射效应输出的热能，c、m、 T1、T0、A、ε、Δt分别
为非接触辐射加热器的比热容、质量、当前温度、初始温度、表面积、黑度系数、工作时间，β、
λ、σ、F分别为对流换热系数、导热系数、斯蒂芬‑玻尔兹曼常数、角系数，由此得到电热能Q和
当前温度T1之间的数学关系。

[0091] S4：联立输入电能表达式和输出电热能表达式，建立高超声速飞行器气动热地面模拟系统输入电能与输出温度的控制模型。本步骤还需要说明的是：

[0092] 联立输入电能表达式和输出电热能表达式，将非接触辐射加热器输入电能 W和输出电热能Q导入输入输出能量守恒等式中，如下，

[0093]

[0094] 获得当前温度T1和双向晶闸管的导通角α之间的数学关系，使得iPID控制器能够跟踪目标温度，当前温度T1作为可测量变量和导通角α为可控制变量。

[0095] 进一步的，还包括：

[0096] 当被控对象模型是单输入单输出系统时，则将被控对象模型转化为无模型控制的超局部模型，如下，

[0097] y(n)＝G+χu(t)

[0098] 其中，y(n)表示为输出量y对时间t的n阶导数，n一般取1或者2，u表示为输入量，G表示为所有未知扰动的集合，既包含了外界扰动和系统内部非线性扰动，χ表示为非物理意义
的可调参数。

[0099] 再进一步的，本实施例还需要说明的是：

[0100] 利用超局部模型将输入输出能量守恒等式两边除以Δt并进行移项处理，获得高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型，即控制模型，如下，

[0101]

[0102] 其中， 为T1对时间Δt的导数， α分别对应超局部模型中的y(n)、u，而sin2α给系统带来的是周期性的震动，并没有对系统整体的收敛产生影响，含有sin2α的项可以看作
4
输入扰动，AεσFT1可以看作系统的高阶输出扰动，因此
可以看作既包含输入扰动又包含输出扰动的
全部扰动之和，对应于超局部模型的G，G可以通过时间延时观测器来观测。

[0103] S5：对控制模型进行降阶，获得高超声速飞行器气动热地面模拟系统的 iPID控制器以完成目标跟踪。其中还需要说明的是：

[0104] 根据超局部模型，定义时间延迟观测器，如下，

[0105]

[0106] 其中, 为扰动G的观测值，ν为延时的时间间隔，时间延时观测器是通过时间间隔，用上一时刻的状态量近似代替当前时刻的状态量，从而实现对未知状态量的在线估计。

[0107] 具体的，还包括：

[0108] 输出的跟踪误差表达式如下，

[0109] e(t)＝y*‑y

[0110] 其中，e为跟踪误差，y*为输出目标；

[0111] 根据输入输出能量守恒等式，通过闭环控制得到无模型控制器，如下，

[0112]

[0113] 其中，δ(e)为闭环反馈控制率；

[0114] 定义PID控制器的目标函数，如下，

[0115]

[0116] 将目标函数代入无模型控制器中，得的iPID控制器，如下，

[0117]

[0118] 其中，Kp、Ki、Kd分别为比例项、积分项、微分项的系数，用于调参。

[0119] 参照图2，整个高超声速飞行器气动热地面模拟系统工作流程主要包括以下步骤：

[0120] (1)高超声速飞行器气动热数据采集：对高超声速飞行器的机翼部分，通过给定飞行环境和壁面材料型号对其进行有限元数值模拟；采集每一时刻机翼壁面的平均温度，对
采样数据进行线性拟合，作为整个高超声速飞行器气动热地面模拟系统的期望输出值，即
目标值，为了和实际控制器输出值进行对比。

[0121] (2)高超声速飞行器气动热地面模拟控制系统：设计控制器对石英灯加热系统进行控制；将目标值加载到控制板中，通过控制板改变双向晶闸管的导通角α进而改变输出电
压U，不同的输出电压U值对应不同的石英灯加热系统电功率P，通过传感器获得石英灯加热
器输出的实际温度T1，与目标值对比得到跟踪误差e，再通过闭环反馈给控制器进行调节双
向晶闸管的导通角α，最终达到跟踪控制。

[0122] (3)地面模拟试验反馈：石英灯加热器对试件进行加热试验，再通过对试件的性能进行检测，分析材料的可行性，选定材料，若不可以就更换材料再次经过第一步操作，从而
优化热防护系统设计。

[0123] 参照图3，是有限元仿真所绘制的机翼结构，机翼的具体参数为：翼根3550 mm，翼展1250mm，前缘后掠角70°，后缘前掠角15°，板厚160mm，前缘半径40mm，材料为镍基高温合
金GH1015，飞行环境为高度20km，速度为 5.5马赫数，攻角10°巡航。

[0124] 参照图4，为机翼平均温度曲线拟合曲线，如下：

[0125] y*＝7.224×10‑6t6‑0.001041×t5+0.05614×t4‑1.353×t3+11.86×t2+43.25t+279.2

[0126] 参照图5，是高超声速飞行器气动热地面模拟系统的iPID控制框图是对图 2的高超声速飞行器气动热地面模拟控制系统的进一步的说明，其通过有限元分析得到气动热的
* *
初始期望目标y，输出实际值y与目标y做差得到跟踪误差 e，跟踪误差e作为经过iPID控制
器作用到双向晶闸管的交流调压电路上，控制石英灯加热系统；iPID控制器包括PID控制器
(比例、积分、微分环节)、初始期望目标的一阶微分 及延时观测器 延时观测器 是根
据超局部模型建立，通过输出实际值y和输入u得到扰动G的观测值

[0127] 实施例2

[0128] 参照图6～图9，为本发明的第二个实施例，该实施例不同于第一个实施例的是，提供了一种高超声速飞行器气动热地面模拟系统建模及iPID方法的测试验证，具体包括：

[0129] 优选的是，为了对本方法中采用的技术效果加以验证说明，本实施例选择传统PID控制方法(在工程实际应用中最为广泛的调节器控制规律为比例、积分、微分控制，即为PID
控制调节)和采用本发明方法进行对比测试，以科学论证的手段对比试验结果，以验证本方
法所具有的真实效果。

[0130] 传统的PID控制方法是以误差反馈来消除误差，本身这种选取实际输出值与目标之间的误差并不合理，因为实际输出值是有一定惯性的，不存在跳变，而由于系统自身的非
线性部分和外扰的存在，使得系统标值存在跳变，这就意味着使用不可跳变量去控制可跳
变量，是矛盾的，这就导致了快速性和超调的矛盾；为验证本方法相对传统PID方法具有较
高鲁棒性和较好的实时控制精度，本实施例中将采用传统PID和本方法iPID分别对高超声
速飞行器气动热地面模拟系统的输出温度和跟踪误差进行实时测量对比。

[0131] 测试环境：参照图4(c)，将高超声速飞行器气动热地面模拟系统运行在仿真平台模拟跟踪期望目标曲线，分别利用传统PID控制方法和本发明iPID控制方法进行测试并获
得测试结果数据，两者都将在开启自动化测试设备并运用 MATLB软件编程实现对比方法的
仿真测试，根据实验结果得到仿真数据，每种方法各测试4组数据，每组数据采样18s，计算
获得每组数据输入温度和跟踪误差，与仿真模拟输入的期望目标温度进行对比计算误差。

[0132] 根据图6、图7、图8和图9的示意，分别为高超声速飞行器气动热地面模拟系统在iPID控制和传统PID方式下的输出温度曲线图和局部放大图、误差跟踪曲线对比图和局部
放大图，以及外扰动下的误差跟踪曲线对比图及局部放大图，外扰动为时变电阻R：

[0133] R＝3.08×(1+0.0045y*)

[0134] 表1：各项参数设置数据表。

[0135]

[0136] 表2：传统PID方法与本发明iPID方法数据表。

[0137]

[0138] 参照图6～图9，高超声速飞行器气动热地面模拟系统的数学模型建立为理论基础，本发明的iPID控制器相较于传统PID控制器来说，对于期望的温度跟踪的精度更高、误
差更小，抗扰动的能力更好。

[0139] 应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术
方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发
明的权利要求范围当中。