CN102682149B - 直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法 - Google Patents

直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法，所建模型直接根据飞行器三维运动模型等价变换，避免了在气动力方程中忽略气动力矩作用和横航向影响等不正确直接近似，通过三维飞行器运动方程和试验所得的气动力、气动力矩模型得到了等价的二阶微分方程组，该方程组表示了系统稳定性模型，可以直接应用相平面分析方法进行理论分析，或采用MATLAB中Ode45模块等直接进行数值分析；可以发现更多的非线性现象和系统不稳定、不安全因素，减少甚至避免分析模型导致的不稳定、不安全飞行等问题发生。

Description

直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器相平面分析等价模型建模方法，特别涉及直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法。
背景技术
飞行器大迎角飞行是现代和未来高性能飞行器的重要标志。利用大迎角下自身所受到的很大阻力，飞行员可灵活操纵飞行器绕速度轴滚转，使机头快速指向任意方向，既可以获得指向优势对敌实施打击，也可以规避敌方攻击并很快转入反击，提高自身的生存能力。因此，过失速机动能力是取得空战优势的关键因素之一，也是现代和未来先进战斗机的主要特征之一。然而，飞行器大迎角会跨越飞行安全包线，进入尾旋/偏离状态甚至导致机毁人亡。因此，飞行器大迎角飞行时操纵控制系统既要使飞行器极大发挥战术性能、又要确保飞行安全，对飞行器大迎角特性的系统分析和控制研究等有着极为重要的实际意义。
为了对飞行器大迎角这一复杂的非线性系统进行分析，通常采用相平面分析方法。相平面分析方法的原理和标准应用程序都是针对二阶微分方程，而由风洞、飞行试验等方法建立的都是一阶微分方程组，难以直接应用；目前大多数研究工作是在气动力描述中忽略气动力矩，以得到简化的方程来分析系统（陈永亮,沈宏良，刘昶.飞机深失速改出特性分析与控制[J]. 南京航空航天大学学报，2007，Vol.39(4):435-439）；然而，风洞试验有铰链约束可以忽略，实际飞行中则无法忽略；研究表明：这种简化方法，对不同飞行器的某些飞行区域，都可能给出错误的结果。
发明内容
为了克服现有的建模方法所建立的分析模型过度近似的不足，本发明提供一种直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法，所建模型直接根据飞行器三维运动模型等价变换，避免了在气动力方程中忽略气动力矩作用和横航向影响等不正确直接近似，通过三维飞行器运动方程和试验所得的气动力、气动力矩模型得到了等价的二阶微分方程组，该方程组表示了系统稳定性模型，可以直接应用相平面分析方法进行理论分析，或采用MATLAB中Ode45模块等直接进行数值分析；可以发现更多的非线性现象和系统不稳定、不安全因素，减少甚至避免分析模型导致的不稳定、不安全飞行等问题发生。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法，其特点是包括以下步骤：
由三维运动得到的飞行器纵向气动力、力矩模型为
                                                 
Figure 319515DEST_PATH_IMAGE001
式中：为俯仰角速度，
Figure 678733DEST_PATH_IMAGE002
为气流迎角，
Figure 396154DEST_PATH_IMAGE003
为侧滑角，
Figure 729046DEST_PATH_IMAGE004
为俯仰角，为滚转角，
Figure 739782DEST_PATH_IMAGE006
为滚转角速度，
Figure 944499DEST_PATH_IMAGE007
为偏航角速度，
Figure 81082DEST_PATH_IMAGE008
为包含升降舵、油门开度、鸭翼等在内的输入向量，
Figure 687644DEST_PATH_IMAGE009
为绕轴
Figure 117226DEST_PATH_IMAGE010
的转动惯量，
Figure 746921DEST_PATH_IMAGE011
为绕轴
Figure 421616DEST_PATH_IMAGE012
的转动惯量，
Figure 381220DEST_PATH_IMAGE013
为乘积转动惯量，为有关函数表达式；
经过等价分析和处理，得到二阶微分方程—相平面分析模型
Figure 928056DEST_PATH_IMAGE015
。
本发明的有益效果是：通过飞行器三维运动方程数学等价变换，给出的飞行器纵向相平面分析模型中避免了忽略气动力作用和横航向影响如
Figure 140862DEST_PATH_IMAGE016
等不正确近似，可以方便地使用现有分析方法和软件进行飞行器纵向全局稳定性分析，减少甚至避免了分析模型导致的不稳定、不安全飞行等问题发生。
下面结合附图和实施例对本发明作详细说明。
 [0006]附图说明
图1是本发明直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法流程图；
图2是本发明方法得到的气流迎角等价相平面图实例；
图3是按照
Figure 238130DEST_PATH_IMAGE016
方法得到的等价相平面图实例。
   具体实施方式
参照图1流程，以某飞行器为例对具体实施方式进行说明。
 某飞行器纵向气动力、力矩模型为
式中：
Figure 177584DEST_PATH_IMAGE018
下同；
经过等价分析和处理，得到二阶微分方程—相平面分析模型为
Figure 194082DEST_PATH_IMAGE019
   
其中 
Figure 65960DEST_PATH_IMAGE020
；
图2描述了在
Figure 712973DEST_PATH_IMAGE021
及
Figure 99830DEST_PATH_IMAGE022
范围内的相平面图，表明系统对初始状态是条件稳定的，既有使系统稳定的初值，也有使系统不稳定的初值；.
 如果在气动力矩方程中忽略气动力，即
Figure 857702DEST_PATH_IMAGE016
，则得到的相平面分析模型为
其中：
Figure 839936DEST_PATH_IMAGE025
图3描述了使用不正确近似方法及在
Figure 198236DEST_PATH_IMAGE022
范围内的相平面图，得到的结果是系统对所有初值稳定，掩盖了系统不稳定问题。

Claims (1)

1.一种直接依据三维模型的飞行器纵向相平面建模方法，其特点是包括以下步骤：
由三维运动得到的飞行器纵向气动力、力矩模型为
                                                    
式中：为俯仰角速度，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE006
为气流迎角，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE008
为侧滑角，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE010
为俯仰角，为滚转角，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE014
为滚转角速度，为偏航角速度，为包含升降舵、油门开度、鸭翼在内的输入向量，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE020
为绕轴
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE022
的转动惯量，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE024
为绕轴
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE026
的转动惯量，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE028
为乘积转动惯量，
Figure 2012100235493100001DEST_PATH_IMAGE030
为有关函数表达式；
经过等价分析和处理，得到二阶微分方程—相平面分析模型
。
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赵俊茹等."飞行环境控制系统的仿真研究".《计算机测量与控制》.2005,第13卷(第6期),第542-544页.

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