CN103576554B - 基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。

Description

基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法

技术领域

本发明涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，特别是涉及一种实现控制特性恶劣模式拉偏组合，加强地面预示及控制能力的基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法。

背景技术

气动误差模型是控制系统分析、设计和仿真中误差状态选取的最重要组成部分，气动误差模型的构架、量值及使用方式决定了控制系统设计结果的可靠性，因此需要基于控制需求进行气动误差模型设计及使用的研究。

对于高超声速类滑翔飞行器，主要依靠气动力控制实现滑翔飞行，需要对气动误差模型进行精细刻画。传统的气动误差模型形式为“常值项+比例项”的形式，以法向力系数偏差为例说明，一般为|ΔC_N|≤(0.05+15%·|C_N|)形式所示。此种形式存在一定的问题，即无法满足控制系统设计对稳定性、舵效、交叉导数等气动增量项的拉偏需求，无法实现控制系统关键参数误差极限状态的考核。为充分激发高超声速滑翔飞行器操纵性与稳定性更为恶劣的模式，以加强地面预示及状态控制的能力。根据飞行器本体特性创新性提出一种分量式气动误差模型，此种模型形式将偏差量划分为“常值项+稳定项+舵效项+控制耦合项”的分量形式进行表述，可实现各分量不同极性的拉偏，形成恶劣模式的组合状态。

在气动误差模型已建立的基础上，合理有效的使用及考核方式，一方面可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，另外，可充分预示飞行试验风险点，并为飞行试验后气动误差量值的缩小提供参考。对于气动误差模型的使用及考核方式，一般的做法是针对一级误差带，进行极限拉偏组合开展仿真，要求全偏差组合状态下均能实现稳定飞行，此种做法经常面临的问题是无法实现误差源设计与控制设计的平衡，方案难以闭合。为实现方案的闭合，气动误差模型需要极尽所能的缩小，控制能力需要极尽所能的增强，其后果为加大了气动误差地面预示不足的风险，而对于主要依靠空气舵实现滑翔飞行的飞行器，则存在空气舵控制能力挖掘不充分的情况（这里尤指配有姿控动力系统的飞行器，即为适应较大的气动误差，在空气舵控制能力尚未充分发挥作用的情况下，即采用了RCS进行辅助控制）。

基于以上气动误差模型在控制应用中存在的两方面问题，因此亟需提供一种新型的基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种实现控制特性恶劣模式拉偏组合，加强地面预示及控制能力的，为飞行试验后气动误差大小的收敛建立攻关目标，平衡气动误差模型实现难度和姿控设计难度，提前预示气动误差不确定性带来的稳定飞行风险的基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法。

为解决上述技术问题，本发明一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括以下步骤：

第一步、实时采集飞行高度Hi，飞行马赫数Ma，飞行攻角α，飞行侧滑角β，飞行器俯仰舵偏飞行器偏航舵偏δ_ψ，飞行器滚动舵偏δ_γ；

根据误差带包络确定常值系数a、b、k；

第二步、获得俯仰舵偏产生的力矩系数获得0°俯仰舵偏下的力矩系数相减得到俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量

获得滚动舵偏产生的力矩系数获得0°滚动舵偏下的力矩系数相减得到滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量滚动舵偏产生的偏航力矩系数增量滚动舵偏产生的滚动力矩系数增量

第三步、获得俯仰常值项偏差ΔC_mz0＝±(a*α+b)；

俯仰舵效项偏差

滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差

偏航常值项偏差ΔC_my0＝±(a*α+b)；

偏航稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差

滚动常值项偏差ΔC_mx0＝±(a*α+b)；

滚动稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵效项偏差

第四步、建立俯仰力矩系数偏差

建立偏航力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}={\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}0}+{\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+{\mathrm{\ΔC}}_{{\mathrm{my}\_\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

建立滚动力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}={\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}0}+{\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+{\mathrm{\ΔC}}_{{\mathrm{mx}\_\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

第五步、当空气舵起控后，依靠空气舵独立控制即可实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第一级气动误差模型；

在第一级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第二级气动误差模型；

在第二级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制，对全偏差组合状态进行稳定概率摸底。

采用本发明可以挖掘出高超声速滑翔飞行器布局评价或控制设计更为恶劣的状态，实现控制特性恶劣拉偏组合，充分挖掘地面设计风险和控制能力；

本发明突破传统姿控设计中偏差使用的思路，使设计不过于保守和冒进，为气动误差的设计和姿控设计均提出了攻关目标，并平衡了气动误差模型实现难度和姿控设计难度，一方面可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，另外，可充分预示飞行试验风险点，并为飞行试验后气动误差量值的缩小提供参考。

具体实施方式

对于俯仰通道，常值项反应纵向压心预示偏差。对于偏航、滚动通道，常值项反应结构制造、安装、飞行中烧蚀等因素产生的外形不对称偏差。对于俯仰通道，稳定性项反应俯仰静稳定性偏差。对于偏航、滚动通道，稳定性项偏差分别反应偏航静稳定性偏差、滚动静稳定性偏差。对于舵效项偏差，分别反应三通道气动舵能力偏差。对于控制耦合项偏差，分别反应某一通道气动舵诱发的其它通道气动力矩大小的偏差。

对于俯仰通道，一般需考虑纵向压心偏差，舵效偏差，因俯仰舵偏与滚动舵偏共用升降舵偏，滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数变化不可忽略，所以需特别考虑滚动诱发的俯仰力矩系数偏差项。

对于偏航通道，一般需考虑常值项偏差、稳定项偏差、舵效偏差，对于具有较大后缘舵布局的飞行器，因滚动舵偏诱发的偏航力矩系数变化不可忽略，所以需特别考虑滚动诱发的偏航力矩系数偏差项。

具体来说，本发明依次包括以下步骤：

第一步、实时采集飞行高度Hi，飞行马赫数Ma，飞行攻角α，飞行侧滑角β，飞行器俯仰舵偏飞行器偏航舵偏δ_ψ，飞行器滚动舵偏δ_γ；

根据误差带包络确定常值系数a、b、k；

第二步、获得俯仰舵偏产生的力矩系数获得0°俯仰舵偏下的力矩系数相减得到俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量

获得滚动舵偏产生的力矩系数获得0°滚动舵偏下的力矩系数相减得到滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量滚动舵偏产生的偏航力矩系数增量滚动舵偏产生的滚动力矩系数增量

第三步、对于常值项偏差ΔC_mz0，其偏差的变化特性表现为攻角的一次线性函数，在压心前后移动量一致的情况下，获得俯仰常值项偏差ΔC_mz0＝±(a*α+b)；

对于舵效项偏差，可用舵偏增量百分比的形式，获得俯仰舵效项偏差

对于滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差项，根据对飞行器本体特性的认识，其诱发的偏差大小与俯仰舵偏位置和滚动舵产生的俯仰力矩系数增量值相关，获得滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差

偏航常值项偏差ΔC_my0＝±(a*α+b)；

偏航稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差

滚动常值项偏差ΔC_mx0＝±(a*α+b)；

滚动稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵效项偏差

第四步、建立俯仰力矩系数偏差

在偏航通道无方向舵控制的情况下，建立偏航力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}={\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}0}+{\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+{\mathrm{\ΔC}}_{{\mathrm{my}\_\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

建立滚动力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}={\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}0}+{\mathrm{\ΔC}}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+\mathrm{\Δ}{C}_{{\mathrm{mx}\_\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

第五步、在误差模型构架确定的基础上，综合控制能力可适应的气动误差量值及仿真方式，确定相应级别的误差带量值，将误差带分为三级进行设计和考核。

一：首先确定第一级气动误差模型。综合考虑气动偏差及其它设计偏差，进行全偏差极限拉偏组合进行仿真，当空气舵起控后，依靠空气舵独立控制即可实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第一级气动误差模型；

二：在第一级气动误差模型基础上，确定第二级气动误差模型，此级误差模型在第一级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大得到。综合考虑此级气动偏差及其它设计偏差，进行全偏差极限拉偏组合进行仿真，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第二级气动误差模型；

三：在第二级气动误差模型基础上，确定第三级气动误差模型，此级误差模型在第二级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大得到。综合考虑此级气动偏差及其它设计偏差，对气动偏差进行抽样取值，对其它偏差进行极限取值，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制，对全偏差组合状态进行稳定概率摸底。

Claims (1)

1.一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括以下步骤：

第一步、实时采集飞行高度Hi，飞行马赫数Ma，飞行攻角α，飞行侧滑角β，飞行器俯仰舵偏飞行器偏航舵偏δ_ψ，飞行器滚动舵偏δ_γ；

根据误差带包络确定常值系数a、b、k；

第二步、获得俯仰舵偏产生的力矩系数获得0°俯仰舵偏下的力矩系数相减得到俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量

获得滚动舵偏产生的力矩系数获得0°滚动舵偏下的力矩系数相减得到滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量滚动舵偏产生的偏航力矩系数增量滚动舵偏产生的滚动力矩系数增量

第三步、获得俯仰常值项偏差ΔC_mz0＝±(a*α+b)；

俯仰舵效项偏差

滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差

偏航常值项偏差ΔC_my0＝±(a*α+b)；

偏航稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{my}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差

滚动常值项偏差ΔC_mx0＝±(a*α+b)；

滚动稳定项偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{mx}^{\mathrm{\β}}=\±(a*\mathrm{\α}+b);$

滚动舵效项偏差

第四步、建立俯仰力矩系数偏差

建立偏航力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{my}={\mathrm{\ΔC}}_{my0}+{\mathrm{\ΔC}}_{my}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+{\mathrm{\ΔC}}_{my\_{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

建立滚动力矩系数偏差 ${\mathrm{\ΔC}}_{mx}={\mathrm{\ΔC}}_{mx0}+{\mathrm{\ΔC}}_{mx}^{\mathrm{\β}}\·\mathrm{\β}+{\mathrm{\ΔC}}_{mx\_{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{\γ}}};$

第五步、当空气舵起控后，依靠空气舵独立控制即可实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第一级气动误差模型；

在第一级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制实现全偏差状态稳定，此情况下可适应的气动误差模型为第二级气动误差模型；

在第二级误差模型基础上对各分量项进行不同程度的放大，当空气舵起控后，依靠RCS与空气舵复合控制，对全偏差组合状态进行稳定概率摸底。