CN103307938B - 一种旋转弹气动参数获取方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种旋转弹气动参数的获取方法，包括将试验数据注入六自由度无控弹道计算模型；在所述六自由度无控弹道计算模型中引入姿态驾驶仪；通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数；通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数；通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数；以及重复直至所述气动参数全部在预设偏差值内。本发明解决了在有反馈控制指令作用下的旋转导弹飞行试验弹道的快速复现问题，并避开了气动参数获取对弹体加载特定指令及弹上硬件设备的需求，达到了利用飞行试验数据进行气动参数获取的目的。

Description

一种旋转弹气动参数获取方法
技术领域
本发明涉及一种导弹气动参数获取方法，特别是一种旋转弹气动参数获取方法。
背景技术
北京理工大学学报第29卷第4期283-285页提到了一种基于双加速度计的弹体气动参数获取的方法，该方法以弹上距离一定位置安装两个加速度计为前提，通过分析两个加速度计的输出差异及安装位置来得到弹体的固有频率，进一步反算可以得到弹体压心位置，该种方法仅适用于弹上存在双加速度计的情况。对于弹上设备安排已经确定，不具备为气动辨识专门设计试验方案的情况，上述方法不能适用。
宇航学报第29卷第3期789-793页也提到了一种导弹气动参数辨识与优化输入设计的方法，该方法主要通过对输入指令进行优化设计，得到气动参数辨识所需的不同指令，通过飞行试验弹体的响应来进行辨识，虽然该方法可以利用飞行试验考核科目结束后的剩余弹道进行设计指令加载，但如果弹体特性在剩余弹道与主要工作段相差较大的话，辨识范围将有一定的局限性。本说明书中的参数获取相当于参数辨识。
发明内容
本发明目的在于提供一种旋转弹气动参数获取方法，解决了已有的获取方法需要在弹体上安装双加速度计或者对导弹飞行过程中的指令加载形式有特定要求的不足。
一种旋转弹气动参数获取方法的具体步骤为：
将试验数据注入六自由度无控弹道计算模型；在所述六自由度无控弹道计算模型中引入姿态驾驶仪；通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数；通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数；通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数；
依次重复所述通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数、所述通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数以及所述通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数的步骤，直至所述气动参数全部在预设偏差值内。
进一步地，所述姿态驾驶仪包括阻尼反馈回路及姿态反馈回路；该姿态驾驶仪的程序指令与试验中采用的指令相同；调节Ka及Kr随时间变化的值使得弹道解算的姿态角与实测的姿态角偏差在0.5度以内，其中Ka调节跟随稳态误差，Kr调节响应超调量。
所述通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数进一步包括：
将所述姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值进行对比，若姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值较大，压心向前移动；反之，压心向后移动；当所述姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值偏差在预设偏差值以内，读取当前的气动压心系数。
所述通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数进一步包括：
比对弹道计算及实测的弹体坐标系过载幅值，若弹道计算的弹体坐标系过载幅值小于实测值弹体坐标系过载幅值，将弹体及舵面法向力系数以同样的百分比增大；反之，以同样的百分比减小；当弹道计算弹体坐标系过载与实测结果幅值在预设偏差值以内，读取当前的弹体及舵面法向力系数。
所述通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数进一步包括：
将弹道计算的弹道角与实测弹道角进行比对，调整马格努斯力矩系数的正负及大小直至将弹道计算的弹道角与实测弹道角的偏差控制在预设偏差值以内，读取当前的马格努斯力矩系数。
优选地，所述预设偏差值为5%。
本发明优点在于:
1）辨识过程对飞行试验指令的加载无特定要求，能够较大限度的发掘飞行试验数据对气动参数的辨识作用。
2）辨识过程具有针对性和直接性，能够快速定位飞行试验中由于气动参数偏差引起的相关问题。
3）能够合理的剥离一些模型不确定性或不可准确计算的因素，有效的增加了辨识结果的可信度。
附图说明
图1实现姿态角复现的姿态驾驶仪结构示意图。
具体实施方式
具体实施步骤如下：
第一步：将试验数据注入六自由度无控弹道计算模型
在六自由度弹道无控计算模型中，将计算得到的弹体转速、速度及飞行高度值按照时间的变化替换成实测值，完成弹道计算试验数据的注入。六自由度无控弹道模型如下：
其中：
V        -导弹飞行速度
θ、ψV  -弹道倾角、弹道偏角
ωx、ωy、ωz   -弹体坐标系相对地面坐标系的转动角速度ω在弹体坐标系各轴上的分量
、ψ、γ      -俯仰角、偏航角、滚转角
α、β          -攻角、侧滑角
γV             -速度倾斜角
m               -导弹质量
mc              -发动机工作秒流量
Jx、Jy、Jz      -导弹对于弹体坐标系各轴的转动惯量
Mx、My、Mz      -作用在导弹上的不包含控制力的外力，对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量
Mcy、Mcz        -作用在导弹上的控制力对质心的力矩在弹体坐标系各轴上的分量
X、Y、Z         -升力、阻力、侧向力，不包含舵面偏转引起的附加分量
Fx、Fy、Fz      -舵面偏转引起的附加升力、阻力、侧向力
第二步：弹道计算中引入姿态驾驶仪
在无控弹道计算模型中引入如图1所示结构的姿态驾驶仪，包括阻尼反馈回路及姿态反馈回路，程序指令与试验中采用的指令相同，调节Ka及Kr随时间变化的值使得弹道解算的姿态角与实测的姿态角偏差在0.5度以内。其中，Ka调节跟随稳态误差，Kr调节响应超调量，具体的调节方法属于现有技术，可以参考有关姿态驾驶仪设计的书籍资料。
第三步：气动压心系数（或简称压心）的获取
将姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值进行对比，若姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值较大，压心向前移动；反之，压心向后移动。
按照上述调整方法，直至姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值偏差在5%以内，得到压心调整的最终结果。
第四步：弹体及舵面法向力系数获取
比对弹道计算及实测的弹体坐标系过载幅值输出，若弹道计算弹体坐标系过载输出小于实测值，将弹体及舵面法向力系数以同样的百分比增大；反之，以同样的百分比减小。
按照上述调整方法，直至弹道计算弹体坐标系过载与实测结果幅值偏差在5%以内，得到弹体及舵面法向力系数调整的最终结果。
第五步：马格努斯力矩系数获取
将弹道计算的弹道角与实测弹道角进行比对，通过改变马格努斯力矩系数的正负及大小可以将弹道计算的弹道角与实测弹道角的偏差控制在5%以内，得到马格努斯力矩系数调整的最终结果。
第六步：重复上述第三步至第五步的迭代
完成前五步后，得到一组修正完毕的气动系数，此时重新考察舵偏角、弹体坐标系过载幅值及弹道角的偏差情况，如果偏差大小在可接受范围内，迭代结束，反之，依次重复第三步、第四步以及第五步的调整方法重新进行一轮调整，直至所述气动参数的偏差值全部在5%内。
按照上述迭代方法，直至弹道仿真结果与实测结果的偏差在可接受范围内，一般迭代不超过三次后的结果能满足使用要求。
本发明通过对姿态角的复现，结合过载、弹道角比对的调整方法，获取导弹的气动参数。本发明解决了在有反馈控制指令作用下的旋转导弹飞行试验弹道的快速复现问题，并避开了气动参数获取对弹体加载特定指令及弹上硬件设备的需求，达到了利用飞行试验数据进行气动参数获取的目的。

Claims (6)

1.一种旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，所述气动参数包括气动压心系数、弹体及舵面法向力系数和马格努斯力矩系数，该方法包括以下步骤：
将试验数据注入六自由度无控弹道计算模型；
在所述六自由度无控弹道计算模型中引入姿态驾驶仪；
通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数；
通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数；
通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数；以及，
依次重复所述通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数、所述通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数以及所述通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数的步骤，直至所述气动参数全部在预设偏差值内。
2.根据权利要求1所述的旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，
所述姿态驾驶仪包括阻尼反馈回路及姿态反馈回路；
该姿态驾驶仪的程序指令与试验中采用的指令相同；
调节Ka及Kr随时间变化的值使得弹道解算的姿态角与实测的姿态角偏差在0.5度以内，其中Ka调节跟随稳态误差，Kr调节响应超调量。
3.根据权利要求2所述的旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，
所述通过对比舵偏角幅值获取气动压心系数进一步包括：
将所述姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值进行对比，若姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值较大，压心向前移动；反之，压心向后移动；
当所述姿态驾驶仪生成的舵偏角指令幅值与实测的舵偏角幅值偏差在预设偏差值以内，读取当前的气动压心系数。
4.根据权利要求3所述的旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，
所述通过对比过载幅值获取弹体及舵面法向力系数进一步包括：
比对弹道计算及实测的弹体坐标系过载幅值，若弹道计算的弹体坐标系过载幅值小于实测值弹体坐标系过载幅值，将弹体及舵面法向力系数以同样的百分比增大；反之，以同样的百分比减小；
当弹道计算弹体坐标系过载与实测结果幅值在预设偏差值以内，读取当前的弹体及舵面法向力系数。
5.根据权利要求4所述的旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，
所述通过对比弹道角获取马格努斯力矩系数进一步包括：
将弹道计算的弹道角与实测弹道角进行比对，调整马格努斯力矩系数的正负及大小直至将弹道计算的弹道角与实测弹道角的偏差控制在预设偏差值以内，读取当前的马格努斯力矩系数。
6.根据权利要求1-5的任一所述的旋转弹气动参数获取方法，其特征在于，
所述预设偏差值为5%。
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