[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

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制技术领域，特别是涉及一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法。

背景技术

大气层内依靠气动舵进行飞行控制的面对称飞行器对于滚转姿态的控制通常有两种方法可以采用：副翼控滚转和方向舵控滚转。副翼控滚转是依靠副翼差动产生的滚转力矩直接进行滚转操纵的控制方式，方向舵控滚转是利用方向舵控制侧滑方向和大小，进而利用侧滑产生的滚转力矩进行滚转操纵的控制方式。

不论对于副翼控滚转的飞行器还是对于方向舵控滚转的飞行器，在方案设计初期进行快速总体小回路闭环论证和迭代优化的阶段，都需要计算与最终将要采用的控制策略相适应的气动舵偏范围，以满足飞行器总体方案快速迭代要求。

目前常用的气动舵偏范围计算方法为：考虑干扰和偏差影响，直接利用气动舵偏进行三通道配平计算，得到需要的气动舵偏范围。该方法得到的气动舵范围与采用副翼控滚转策略的闭环控制舵偏情况差别不大，因此适用于采用副翼控滚转策略的飞行器。而对于方向舵控滚转策略的飞行器，在有质心、气动等参数偏差的情况下，上述方法所得结果与闭环控制舵偏情况差异巨大，不再适用。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，该方法充分考虑了飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和飞行攻角偏差对舵偏范围的影响，可以更准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算简单且误差小。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，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)