[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

摘要

本发明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，该方法根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和攻角偏差取值范围，确定出极限偏差集合，然后在该集合内，确定滚转力系数、偏航力系数、俯仰力系数和相对于标称质心的气动力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数表达式，再通过以上的偏差取值和函数表达式计算相对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数关系式，在副翼舵偏为0且设定马赫数和攻角条件下，建立方程组并求解得到舵偏、侧滑角的解，并根据该解确定舵偏的取值范围，该方法可以准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算误差小。

主权项

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[‑Δxe,Δxe]，所述Y坐标偏差ΔY的取值范围为[‑Δye,Δye]，所述Z坐标偏差ΔZ的取值范围为[‑Δze,Δze]；气动力矩系数偏差包括滚转力矩系数偏差ΔCmx、偏航力矩系数偏差ΔCmy和俯仰力矩系数偏差ΔCmz，所述滚转力矩系数偏差ΔCmx的取值范围为[‑ΔCex,ΔCex]，所述偏航力矩系数偏差ΔCmy的取值范围为[‑ΔCey,ΔCey]，俯仰力矩系数偏差ΔCmz的取值范围为[‑ΔCez,ΔCez]；飞行攻角偏差Δα的取值范围为[‑Δαe,Δαe]；所述飞行器质心位置偏差ΔX、ΔY、ΔZ和气动力矩系数偏差ΔCmx、ΔCmy、ΔCmz，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ΔVe＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔCmx,ΔCmy,ΔCmz,Δα]T，所述128个不同取值的偏差矢量ΔVe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ΔVe＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔCmx,ΔCmy,ΔCmz,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ΔVe＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔCmx,ΔCmy,ΔCmz,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：Cx＝fcx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)Cy＝fcy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)Cz＝fcz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)Cmx＝fcmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)Cmy＝fcmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)Cmz＝fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)其中：fcx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算滚转力系数Cx的函数表达式；fcy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算偏航力系数Cy的函数表达式；fcz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算俯仰力系数Cz的函数表达式；fcmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算相对于标称质心的滚转力矩系数Cmx的函数表达式；fcmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算相对于标称质心的偏航力矩系数Cmy的函数表达式；fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)为以马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr为变量，计算相对于标称质心的俯仰力矩系数Cmz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ΔCmx、ΔCmy、ΔCmz，以及相对于标称质心的气动力矩系数Cmx、Cmy、Cmz和滚转力系数Cx、偏航力系数Cy、俯仰力系数Cz，计算得到相对于实际质心的滚转力矩系数向量与马赫数ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr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[ΔCmx、ΔCmy、ΔCmz]，以及滚转力系数Cx、偏航力系数Cy和俯仰力系数Cz的数学关系式如下所示：C~mx=Cmx+ΔCmx-(Δy·Cz-Δz·Cy)/Lref]]>C~my=Cmy+ΔCmy-(Δz·Cx-Δx·Cz)/Lref]]>C~mz=Cmz+ΔCmz-(Δx·Cz-Δz·Cx)/Lref]]>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，Lref为气动参考面积；(3b)、在极限偏差集合S中，将偏差矢量ΔVe＝[ΔX,ΔY,ΔZ,ΔCmx,ΔCmy,ΔCmz,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ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr的函数关系式：C~mx=f~cmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)]]>C~my=f~cmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)]]>C~mz=f~cmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)]]>其中：f~cmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=fcmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)+ΔCmx-[ΔY·fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)-ΔZ·fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)]/Lref]]>f~cmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=fcmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)+ΔCmy-[ΔZ·fcmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)-ΔX·fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)/Lref]]>f~cmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)+ΔCmz-[ΔX·fcmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)-ΔZ·fcmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)]/Lref;]]>(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ma、攻角α、侧滑角β、升降舵偏δe、副翼舵偏δa和方向舵偏δr的函数关系式；(4)、在设定的马赫数ma和攻角α条件下，将副翼舵偏δa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δe、侧滑角β和方向舵偏δr的解：f~cmx,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=0]]>f~cmy,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=0]]>f~cmz,n(ma,α,β,δe,δa,δr)=0]]>所述的128组方程组得到的M组解中的第m组解为：[δe,β,δr]＝[δe′,m,βm′,δr′,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δe的最大值δe,max和最小值δe,min，以及方向舵偏δr的最大值δr,max和最小值δr,min其中：δe,max＝max(δe′,m)δe,min＝min(δe′,m)δr,max＝max(δr′,m)δr,min＝min(δr′,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δa的取值范围为[‑δa*，δa*]，δa*为设定的副翼舵偏裕量，并根据步骤(5)得到的升降舵偏δe的最大值δe,max和最小值δe,min，以及方向舵偏δr的最大值δr,max和最小值δr,min，得到升降舵偏的取值范围为[δe,min‑δe*，δe,max+δe*]、方向舵偏的取值范围为[δr,min‑δr*，δr,max+δr*]，其中δe*和δr*分别为设定的升降舵偏裕量和方向舵偏裕量。