[发明专利]一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法

权利要求书

1.一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)、根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和飞行攻角偏差的取值范围确定出极限偏差集合S，具体方法如下；

飞行器质心位置偏差包括X坐标偏差ΔX、Y坐标偏差ΔY和Z坐标偏差ΔZ；所述X坐标偏差ΔX的取值范围为[-Δx_e,Δx_e]，所述Y坐标偏差ΔY的取值范围为[-Δy_e,Δy_e]，所述Z坐标偏差ΔZ的取值范围为[-Δz_e,Δz_e]；气动力矩系数偏差包括滚转力矩系数偏差ΔC_mx、偏航力矩系数偏差ΔC_my和俯仰力矩系数偏差ΔC_mz，所述滚转力矩系数偏差ΔC_mx的取值范围为[-ΔC_ex,ΔC_ex]，所述偏航力矩系数偏差ΔC_my的取值范围为[-ΔC_ey,ΔC_ey]，俯仰力矩系数偏差ΔC_mz的取值范围为[-ΔC_ez,ΔC_ez]；飞行攻角偏差Δα的取值范围为[-Δα_e,Δα_e]；

所述飞行器质心位置偏差ΔX、ΔY、ΔZ和气动力矩系数偏差ΔC_mx、ΔC_my、ΔC_mz，以及飞行攻角偏差Δα，在各自对应的取值范围内选取最大值或最小值，得到128个不同取值的偏差矢量ΔV_e＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔC_mx,ΔC_my,ΔC_mz,Δα]^T，所述128个不同取值的偏差矢量ΔV_e组成极限偏差集合S；

(2)、依据气动特性规律，在极限偏差集合S中，根据偏差矢量ΔV_e＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔC_mx,ΔC_my,ΔC_mz,Δα]^T的128个不同取值，确定出128组函数表达式，所述每组函数表达式中含有6个函数表达式，其中：

根据偏差矢量ΔV_e＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔC_mx,ΔC_my,ΔC_mz,Δα]^T的第n个取值，n＝1，2，…,128，确定出的一组函数表达式如下所示：

C_x＝f_cx,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

C_y＝f_cy,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

C_z＝f_cz,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

C_mx＝f_cmx,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

C_my＝f_cmy,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

C_mz＝f_cmz,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)

其中：

f_cx,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算滚转力系数C_x的函数表达式；

f_cy,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算偏航力系数C_y的函数表达式；

f_cz,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算俯仰力系数C_z的函数表达式；

f_cmx,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算相对于标称质心的滚转力矩系数C_mx的函数表达式；

f_cmy,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算相对于标称质心的偏航力矩系数C_my的函数表达式；

f_cmz,n(m_a,α,β,δ_e,δ_a,δ_r)为以马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r为变量，计算相对于标称质心的俯仰力矩系数C_mz的函数表达式；

(3)、在极限偏差集合S中，根据飞行器质心位置偏差ΔX、ΔY、ΔZ和气动力矩系数偏差ΔC_mx、ΔC_my、ΔC_mz，以及相对于标称质心的气动力矩系数C_mx、C_my、C_mz和滚转力系数C_x、偏航力系数C_y、俯仰力系数C_z，计算得到相对于实际质心的滚转力矩系数向量与马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r的函数关系式，具体实现过程如下：

(3a)、相对于实际质心的滚转力矩系数向量与飞行器质心偏差[ΔX、ΔY、ΔZ]、气动力矩系数偏差[ΔC_mx、ΔC_my、ΔC_mz]，以及滚转力系数C_x、偏航力系数C_y和俯仰力系数C_z的数学关系式如下所示：

${\tilde{C}}_{mx}=C_{mx}+{\mathrm{\ΔC}}_{mx}-(\mathrm{\Δ}y\·C_z-\mathrm{\Δ}z\·C_y)/L_{ref}$

${\tilde{C}}_{my}=C_{my}+{\mathrm{\ΔC}}_{my}-(\mathrm{\Δ}z\·C_x-\mathrm{\Δ}x\·C_z)/L_{ref}$

${\tilde{C}}_{mz}=C_{mz}+{\mathrm{\ΔC}}_{mz}-(\mathrm{\Δ}x\·C_z-\mathrm{\Δ}z\·C_x)/L_{ref}$

其中，和分别为存在偏差条件下的相对于实际质心的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数，L_ref为气动参考面积；

(3b)、在极限偏差集合S中，将偏差矢量

ΔV_e＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔC_mx,ΔC_my,ΔC_mz,Δα]^T的第n个取值，以及由步骤(2)得到的第n组函数表达式，代入步骤(3a)得到的数学关系式中，得到第n组相对于实际质心的滚转力矩系数向量与马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r的函数关系式：

${\tilde{C}}_{mx}={\tilde{f}}_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)$

${\tilde{C}}_{my}={\tilde{f}}_{cmy,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)$

${\tilde{C}}_{mz}={\tilde{f}}_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)$

其中：

$\begin{array}{c}{\tilde{f}}_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=f_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)+{\mathrm{\ΔC}}_{mx}\\ -\[\mathrm{\Δ}Y\·f_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)-\mathrm{\Δ}Z\·f_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)\]/L_{ref}\end{array}$

$\begin{array}{c}{\tilde{f}}_{cmy,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=f_{cmy,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)+{\mathrm{\ΔC}}_{my}\\ -\[\mathrm{\Δ}Z\·f_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)-\mathrm{\Δ}X\·f_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)/L_{ref}\end{array}$

$\begin{array}{c}{\tilde{f}}_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=f_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)+{\mathrm{\ΔC}}_{mz}\\ -\[\mathrm{\Δ}X\·f_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)-\mathrm{\Δ}Z\·f_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)\]/L_{ref}\end{array};$

(3c)、在n＝1，2，…,128时，重复步骤(3b)的计算，得到极限偏差集合S中128组相对于实际质心的滚转力矩系数向量与马赫数m_a、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δ_e、副翼舵偏δ_a和方向舵偏δ_r的函数关系式；

(4)、在设定的马赫数m_a和攻角α条件下，将副翼舵偏δ_a设置为0，计算步骤(3)确定的128组函数关系式，并代入如下方程组进行求解得到M组升降舵偏δ_e、侧滑角β和方向舵偏δ_r的解：

${\tilde{f}}_{cmx,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=0$

${\tilde{f}}_{cmy,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=0$

${\tilde{f}}_{cmz,n}(m_a,\mathrm{\α},\mathrm{\β},{\mathrm{\δ}}_e,{\mathrm{\δ}}_a,{\mathrm{\δ}}_r)=0$

所述的128组方程组得到的M组解中的第m组解为：

[δ_e,β,δ_r]＝[δ_e′_,m,β_m′,δ_r′_,m]：

其中，M、m均为正整数，且M≤128，m＝1，2，…，M，如果M<128，则判断飞行器结构布局、气动布局和弹道规划不合理，结束气动舵偏范围计算，并在完成飞行器结构布局、气动布局和弹道规划修改后，返回步骤(1)进行计算；如果M＝128，则进入步骤(5)；

(5)、根据步骤(4)中得到的M组解，得到升降舵偏δ_e的最大值δ_e,max和最小值δ_e,min，以及方向舵偏δ_r的最大值δ_r,max和最小值δ_r,min其中：

δ_e,max＝max(δ_e′_,m)

δ_e,min＝min(δ_e′_,m)

δ_r,max＝max(δ_r′_,m)

δ_r,min＝min(δ_r′_,m)

其中，max(·)代表求取最大值函数，min(·)代表求取最小值函数；

(6)、得到副翼舵偏δ_a的取值范围为[-δ_a^*，δ_a^*]，δ_a^*为设定的副翼舵偏裕量，并根据步骤(5)得到的升降舵偏δ_e的最大值δ_e,max和最小值δ_e,min，以及方向舵偏δ_r的最大值δ_r,max和最小值δ_r,min，得到升降舵偏的取值范围为[δ_e,min-δ_e^*，δ_e,max+δ_e^*]、方向舵偏的取值范围为[δ_r,min-δ_r^*，δ_r,max+δ_r^*]，其中δ_e^*和δ_r^*分别为设定的升降舵偏裕量和方向舵偏裕量。