[发明专利]一种弹性飞行器动响应的确定方法

说明书

本申请属于飞行器仿真技术领域，特别涉及一种弹性飞行器动响应的确定方法。该方法包括步骤S1、确定当前时刻飞行器的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩；步骤S2、根据突风速度确定飞行器弹性振动的模态坐标动响应；步骤S3、根据所述模态坐标动响应确定由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量；步骤S4、基于所述刚体气动力修正量对步骤S1中的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩进行修正，获得修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩；步骤S5、根据修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩对飞行器进行动响应求解，基于求解结果更新下一时刻的气动迎角、升降舵偏度及突风速度，返回步骤S1进行迭代计算，直至仿真结束。本申请提高了仿真精度。

技术领域

本申请属于飞行器仿真技术领域，特别涉及一种弹性飞行器动响应的确定方法。

背景技术

动态响应一般是指控制系统在典型输入信号的作用下，其输出量从初始状态到最终状态的响应。

弹性飞行器动响应的确定方法主要集中于刚弹耦合建模技术方面，在实施过程中，传统的做法需要将刚体非线性动力学方程进行小扰动线化，这就破坏了刚体飞行动力学方程的非线性特点，且不利于动力学建模与仿真。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供了一种弹性飞行器动响应的确定方法，包括：

步骤S1、确定当前时刻飞行器的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩；

步骤S2、根据突风速度确定飞行器弹性振动的模态坐标动响应；

步骤S3、根据所述模态坐标动响应确定由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量；

步骤S4、基于所述刚体气动力修正量对步骤S1中的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩进行修正，获得修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩；

步骤S5、根据修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩对飞行器进行动响应求解，基于求解结果更新下一时刻的气动迎角、升降舵偏度及突风速度，返回步骤S1进行迭代计算，直至仿真结束，输出仿真结果。

优选的是，步骤S1进一步包括：

步骤S11、确定当前时刻飞行器的刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数；

步骤S12、确定飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度；

步骤S13、根据刚体飞行器的阻力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定刚体气动阻力；根据升力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定升力；根据俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度确定俯仰力矩。

优选的是，步骤S11中，根据当前时刻飞行器的飞行马赫数、飞行器的气动迎角、升降舵操纵偏度，采用飞行器气动特性数据插值获得刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数及俯仰阻尼系数。

优选的是，步骤S12中，首先根据飞行器飞行高度确定当前高度上的音速及大气密度，之后根据音速及大气密度确定飞行器的速压。

优选的是，步骤S1之前，进一步包括进行飞行器1g配平，获得飞行器配平迎角及配平升降舵偏度。

优选的是，步骤S2包括：

步骤S21、获取飞行器的弹性模态矩阵；

步骤S22、根据所述弹性模态矩阵确定飞行器的广义质量矩阵M、广义阻尼矩阵C、广义刚度矩阵K、弹性振动引起的弹性气动力系数矩阵突风引起的弹性气动力系数矩阵以及升降舵偏转引起的弹性气动力系数矩阵

步骤S23、根据公式确定所述模态坐标动响应：