CN104808492A - 一种升力式飞行器的攻角指令生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。

Description

一种升力式飞行器的攻角指令生成方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。

背景技术

升力式高超声速再入飞行器是航空航天领域出现的一种新型飞行器，该飞行器在大气层内通过攻角和倾侧角的调节，可以实现多约束条件下的高速再入机动飞行。再入过程中的制导方程往往直接给出了需用过载指令，因此需要将该指令转化为攻角程序角指令输出给姿态跟踪系统以实现对攻角姿态的跟踪。

在现有技术中所使用的攻角指令生成方法中，在攻角较小时，主要是利用偏导数近似关系反向求解出攻角指令；而在攻角较大时，则是依据气动参数模型根据马赫数、高度和气动系数反查气动参数表，从而给出相应的攻角指令。然而，在第一种方法中，由于该方法是基于近似条件给出的攻角指令，因此在近似关系不成立时必然会引入较大的误差。而在第二种方法中，由于需要反向查表计算，因此算法复杂，计算量大，不宜在工程上直接使用。

由此可知，现有技术中的攻角指令生成方法都存在上述的一些缺陷或局限，因此亟待提出一种更好的升力式飞行器的攻角指令生成方法。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种升力式飞行器的攻角指令生成方法，从而可以通过计算方便快捷地直接得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值，大大减少了工作量。

本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种升力式飞行器的攻角指令生成方法，该方法包括：

根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平；

根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；

根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，确定所述映射公式的各项待定系数，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；

根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；

根据当前状态下的马赫数、气动参数和所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。

较佳的，通过求解如下所述的方程组来进行气动力矩的三维配平：

$\left\{\begin{array}{c}{c}_{\mathrm{mx}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{my}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{mz}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\end{array}\right.;$

其中，c_mx(·)、c_my(·)和c_mz(·)分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩系数；α为攻角；Ma为马赫数；H为高度。

较佳的，所述配平参数为：δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}，分别为俯仰、偏航和滚动通道的配平等效舵偏角。

较佳的，所述气动参数包括：高度H和法向力系数c_n(·)。

较佳的，所述根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系包括：

将三维配平后配平点的配平参数δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}代入气动参数模型中，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系。

较佳的，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系为：

f(α,Ma,H)＝c_n(α,Ma,H,δ_{f_pp},δ_{p_pp},δ_{r_pp})。

较佳的，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式为：

$\mathrm{\α}={\stackrel{\‾}{b}}_1\·\mathrm{Ma}+{\stackrel{\‾}{b}}_2\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_3\·\mathrm{Ma}\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_4\·c_n+{\stackrel{\‾}{b}}_5\·c_n^2;$

其中，b₁、b₂、b₃、b₄和b₅为待定系数，分别为各个待定系数的取值。

较佳的，所述当前的需用过载指令为：需用法向力系数c_{n_cx}；

所述根据再入制导方程获得当前的需用过载指令包括：

将再入制导方程给出的需用法向过载指令n_{y_cx}和需用侧向过载指令n_{z_cx}转化为需用总过载n_cx；

将所述需用总过载n_cx转化为需用法向力系数c_{n_cx}。

较佳的，使用如下所述的公式计算得到需用总过载n_cx：

$n_{\mathrm{cx}}=\mathrm{sign}\left(n_{y\_\mathrm{cx}}\right)\·\sqrt{n_{y\_\mathrm{cx}}^2+n_{z\_\mathrm{cx}}^2};$

其中，sign()为取符号函数。

较佳的，使用如下所述的公式计算得到需用法向力系数c_{n_cx}：

$c_{n\_\mathrm{cx}}=\frac{M\·n_{\mathrm{cx}}}{q\·S_r};$

其中，M、S_r分别为飞行器的质量和参考面积，q为当前状态的动压头。

如上可见，在本发明所提供的升力式飞行器的攻角指令生成方法中，由于首先通过对气动参数模型进行气动力矩的三维配平，然后进行简化和拟合，确定了一个马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，并根据制导方程给出的需用过载指令进行转化，再代入所述映射关系拟合表达式中，通过计算可以直接得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值，从而有效地避免了由于使用近似公式所带来的误差，也避免了由于使用反向查表而带来的庞大计算量，从而十分地方便快捷，大大减少了工作量，具有计算量小、使用方便、计算精度高等优点，便于在工程应用中实现。

附图说明

图1为本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

本实施例提供了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。

图1为本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法的流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法主要包括如下所述的步骤：

步骤101，根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平。

升力式飞行器在大气层内依靠气动力高速滑翔飞行，在制导设计时可假设飞行器处于瞬时平衡状态，忽略飞行器绕质心的转动运动的影响，则可对飞行器的气动参数模型进行三维力矩配平。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过求解如下所述的方程组来进行气动力矩的三维配平：

$\left\{\begin{array}{c}{c}_{\mathrm{mx}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{my}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{mz}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中，c_mx(·)、c_my(·)和c_mz(·)分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩系数，由飞行器的气动参数模型(即飞行器气动参数表)给出；α为攻角；Ma为马赫数；H为高度,δ_f、δ_p和δ_r分别为俯仰、片偏航和滚转舵偏角；而δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}则分别为求解非线性方程组后得到的俯仰、偏航和滚动通道的配平等效舵偏角。

在本发明的技术方案中，上述方程组可以采用现有技术中的牛顿迭代法、牛顿下山法等求解非线性方程组的方法求解，该方程组求解方法不在本发明所需保护的范围内，因此在此不再赘述。

步骤102，根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述配平参数为：δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}，即俯仰、偏航和滚动通道的配平等效舵偏角。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述气动参数可以包括：高度H和法向力系数c_n(·)。

在本发明的技术方案中，在完成上述的气动力矩的三维配平后，即可根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系。

例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述步骤102包括：

将三维配平后配平点的配平参数δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}代入气动参数模型中，即可得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系为：

f(α,Ma,H)＝c_n(α,Ma,H,δ_{f_pp},δ_{p_pp},δ_{r_pp})  (2)

其中，c_n(·)为法向力系数。

步骤103，根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，确定所述映射公式的各项待定系数，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式。

在本发明的技术方案中，将上述的映射关系进行转化后，即可得到如下的马赫数、气动参数与攻角的映射关系：

F(Ma,H,c_n)＝α  (3)

然后，可以根据该映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式：

$\mathrm{\α}=b_1\·\mathrm{Ma}+b_2\·H+b_3\·\mathrm{Ma}\·H+b_4\·c_n+b_5\·c_n^2---\left(4\right)$

其中，b₁、b₂、b₃、b₄和b₅为待定系数。

通过拟合工具对上述所设置的映射公式进行分析和拟合，即可确定所述映射公式的各项待定系数(例如，在一定精度下求解得到各项待定系数的取值：)，从而得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式。

因此，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式为：

$\mathrm{\α}={\stackrel{\‾}{b}}_1\·\mathrm{Ma}+{\stackrel{\‾}{b}}_2\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_3\·\mathrm{Ma}\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_4\·c_n+{\stackrel{\‾}{b}}_5\·c_n^2---\left(5\right)$

步骤104，根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数。

较佳的，在本发明的具体实施例中，所述当前的需用过载指令可以是：需用法向力系数c_{n_cx}。

因此，较佳的，在本发明的具体实施例中，所述根据再入制导方程获得当前的需用过载指令可以包括：

步骤41，将再入制导方程给出的需用法向过载指令n_{y_cx}和需用侧向过载指令n_{z_cx}转化为需用总过载n_cx。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到需用总过载n_cx：

$n_{\mathrm{cx}}=\mathrm{sign}\left(n_{y\_\mathrm{cx}}\right)\·\sqrt{n_{y\_\mathrm{cx}}^2+n_{z\_\mathrm{cx}}^2}---\left(6\right)$

其中，sign()为取符号函数。

步骤42，将所述需用总过载n_cx转化为需用法向力系数c_{n_cx}。

较佳的，在本发明的具体实施例中，可以使用如下所述的公式计算得到需用法向力系数c_{n_cx}：

$c_{n\_\mathrm{cx}}=\frac{M\·n_{\mathrm{cx}}}{q\·S_r}---\left(7\right)$

其中，M、S_r分别为飞行器的质量和参考面积，q为当前状态的动压头。上述的M、S_r和q可根据当前速度和大气密度计算得到，具体的计算方法在此不再赘述。

步骤105，根据当前状态下的马赫数、气动参数和所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。

由于在本发明的技术方案中，在前述的步骤中分别获得了当前状态下的马赫数、气动参数和需用过载指令(即需用法向力系数c_{n_cx})，而且还获得了一个马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，因此，将当前状态下的马赫数、气动参数和需用法向力系数带入上述的映射关系拟合表达式，即公式(5)中，即可计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值α_cx，即：

${\mathrm{\α}}_{\mathrm{cx}}={\stackrel{\‾}{b}}_1\·\mathrm{Ma}+{\stackrel{\‾}{b}}_2\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_3\·\mathrm{Ma}\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_4\·c_{n\_\mathrm{cx}}+{\stackrel{\‾}{b}}_5\·c_{n\_\mathrm{cx}}^2---\left(8\right)$

由此可知，通过上述的步骤101～104，即可通过计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。

综上可知，在本发明所提供的升力式飞行器的攻角指令生成方法中，由于首先通过对气动参数模型进行气动力矩的三维配平，然后进行简化和拟合，确定了一个马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，并根据制导方程给出的需用过载指令进行转化，再代入所述映射关系拟合表达式中，通过计算可以直接得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值，从而有效地避免了由于使用近似公式所带来的误差，也避免了由于使用反向查表而带来的庞大计算量，从而十分地方便快捷，大大减少了工作量，具有计算量小、使用方便、计算精度高等优点，便于在工程应用中实现。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (10)

1.一种升力式飞行器的攻角指令生成方法，其特征在于，该方法包括：

根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平；

根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；

根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，确定所述映射公式的各项待定系数，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；

根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；

根据当前状态下的马赫数、气动参数和所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过求解如下所述的方程组来进行气动力矩的三维配平：

$\left\{\begin{array}{c}{c}_{\mathrm{mx}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{my}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\\ c_{\mathrm{mz}}(\mathrm{\α},\mathrm{Ma},H,{\mathrm{\δ}}_f,{\mathrm{\δ}}_p,{\mathrm{\δ}}_r)=0\end{array}\right.;$

其中，c_mx(·)、c_my(·)和c_mz(·)分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩系数；α为攻角；Ma为马赫数；H为高度。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，

所述配平参数为：δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}，分别为俯仰、偏航和滚动通道的配平等效舵偏角。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，

所述气动参数包括：高度H和法向力系数c_n(·)。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系包括：

将三维配平后配平点的配平参数δ_{f_pp}、δ_{p_pp}和δ_{r_pp}代入气动参数模型中，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系为：

f(α,Ma,H)＝c_n(α,Ma,H,δ_{f_pp},δ_{p_pp},δ_{r_pp})。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式为：

$\mathrm{\α}={\stackrel{\‾}{b}}_1\·\mathrm{Ma}+{\stackrel{\‾}{b}}_2\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_3\·\mathrm{Ma}\·H+{\stackrel{\‾}{b}}_4\·c_n+{\stackrel{\‾}{b}}_5\·c_n^2;$

其中，b₁、b₂、b₃、b₄和b₅为待定系数，分别为各个待定系数的取值。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：

所述当前的需用过载指令为：需用法向力系数c_{n_cx}；

所述根据再入制导方程获得当前的需用过载指令包括：

将再入制导方程给出的需用法向过载指令n_{y_cx}和需用侧向过载指令n_{z_cx}转化为需用总过载n_cx；

将所述需用总过载n_cx转化为需用法向力系数c_{n_cx}。

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式计算得到需用总过载n_cx：

$n_{\mathrm{cx}}=\mathrm{sign}\left(n_{y\_\mathrm{cx}}\right)\·\sqrt{n_{y\_\mathrm{cx}}^2+n_{z\_\mathrm{cx}}^2};$

其中，sign()为取符号函数。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式计算得到需用法向力系数c_{n_cx}：

$c_{n\_\mathrm{cx}}=\frac{M\·n_{\mathrm{cx}}}{q\·S_r};$

其中，M、S_r分别为飞行器的质量和参考面积，q为当前状态的动压头。