CN107967382B - 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法 - Google Patents

一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107967382B
CN107967382B CN201711157176.8A CN201711157176A CN107967382B CN 107967382 B CN107967382 B CN 107967382B CN 201711157176 A CN201711157176 A CN 201711157176A CN 107967382 B CN107967382 B CN 107967382B
Authority
CN
China
Prior art keywords
coupling influence
aircraft
coupling
ignored
influence
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711157176.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107967382A (zh
Inventor
李争学
刘敏华
张永
张旋
李杰奇
曾星星
尹戈玲
王兆伟
费王华
杨旸
马野
郭鹏飞
李毅
秦云鹏
胡鹏举
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Launch Vehicle Technology CALT filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN201711157176.8A priority Critical patent/CN107967382B/zh
Publication of CN107967382A publication Critical patent/CN107967382A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107967382B publication Critical patent/CN107967382B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Other Investigation Or Analysis Of Materials By Electrical Means (AREA)

Abstract

本发明涉及一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，属于航空航天控制技术领域。本发明的方法，考虑质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的强耦合影响，建立全面的线性化耦合方程。基于所建立的耦合方程，分析因吸气式动力而产生的耦合项，并针对这些耦合项提出了相应的耦合影响描述参数和耦合影响程度评价方法，可以充分反映质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的相互耦合影响。

Description

一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法
技术领域
本发明涉及一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，属于航空航天控制技术领域。
背景技术
随着航天技术的快速发展，吸气式飞行器越来越成为各航天强国和大国的关注点。吸气式飞行器采用吸气式动力，吸气式动力的力和力矩特性受飞行器飞行高度、速度、姿态影响显著，导致吸气式动力、质心运动、姿态运动之间存在强烈的相互耦合影响。如何对这些耦合影响进行定性、定量评价，为总体、气动、动力、姿控等专业分析和优化设计工作提供参考，目前还缺乏针对性的方法。耦合影响定性定量评价方法的缺失导致吸气式动力飞行器的设计、试验工作缺乏相应的指导，降低了设计工作效率，高了不必要的试验成本，并增大了飞行风险。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，该方法针对吸气式飞行器的质心运动、姿态运动、吸气式动力之间的强耦合，对耦合影响强弱进行定量评价。
本发明所采用的技术方案是：
一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，该方法的步骤包括：
(1)建立考虑飞行器质心运动、姿态运动和吸气式动力相互耦合影响的线性化方程；
假设吸气式动力的推力沿飞行器x轴方向，考虑质心运动、姿态运动与吸气式动力相互耦合影响，建立包含所有耦合项的线性化方程如下：
Figure BDA0001474609530000021
Figure BDA0001474609530000022
Figure BDA0001474609530000023
Figure BDA0001474609530000024
Figure BDA0001474609530000025
Figure BDA0001474609530000026
Figure BDA0001474609530000027
Figure BDA0001474609530000028
Figure BDA0001474609530000029
方程中各系数计算公式如下：
Figure BDA00014746095300000210
Figure BDA00014746095300000211
Figure BDA00014746095300000212
Figure BDA00014746095300000213
Figure BDA00014746095300000214
Figure BDA0001474609530000031
Figure BDA0001474609530000032
Figure BDA0001474609530000033
Figure BDA0001474609530000034
Figure BDA0001474609530000035
Figure BDA0001474609530000036
Figure BDA0001474609530000037
Figure BDA0001474609530000038
Figure BDA0001474609530000039
Figure BDA00014746095300000310
Figure BDA00014746095300000311
Figure BDA00014746095300000312
Figure BDA00014746095300000313
Figure BDA00014746095300000314
Figure BDA00014746095300000315
Figure BDA00014746095300000316
Figure BDA0001474609530000041
Figure BDA0001474609530000042
Figure BDA0001474609530000043
Figure BDA0001474609530000044
Figure BDA0001474609530000045
Figure BDA0001474609530000046
Figure BDA0001474609530000047
Figure BDA0001474609530000048
Figure BDA0001474609530000049
Figure BDA00014746095300000410
Figure BDA00014746095300000411
Figure BDA00014746095300000412
Figure BDA00014746095300000413
Figure BDA00014746095300000414
式中，
Cx,Cy——依次表示飞行器轴向力系数、法向力系数；
Figure BDA00014746095300000415
——依次表示Cx关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；
Figure BDA0001474609530000051
——依次表示Cy关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；
Figure BDA0001474609530000052
——依次表示飞行器侧向力系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角的偏导数；
Figure BDA0001474609530000053
——依次表示飞行器滚动力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；
Figure BDA0001474609530000054
——依次表示飞行器偏航力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；
Cmz——表示飞行器俯仰力矩系数；
Figure BDA0001474609530000055
——依次表示Cmz关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值、俯仰角速度的偏导数；
g——当地重力加速度；
Jx,Jy,Jz,Jxy——依次表示飞行器滚动转动惯量、偏航转动惯量、滚动和偏航惯性积、俯仰转动惯量；
lk——飞行器参考长度；
Ma0——飞行马赫数；
Figure BDA0001474609530000056
——吸气式动力对飞行器产生的滚动力矩关于侧滑角的偏导数；
Figure BDA0001474609530000057
——吸气式动力对飞行器产生的偏航力矩关于侧滑角的偏导数；
Figure BDA0001474609530000058
——依次表示吸气式动力对飞行器产生的俯仰力矩关于高度、马赫数、攻角的偏导数；
m——飞行器质量；
P——吸气式动力的推力；
Ph,PMa,Pα——依次表示P关于高度、马赫数、攻角的偏导数；
q、S——分别为飞行器动压、气动参考面积；
V0——飞行器对地速度；
α0——飞行器攻角；
β——飞行器侧滑角；
Δh,ΔV,Δα,
Figure BDA0001474609530000061
Δγ——依次表示飞行器高度偏差、速度偏差、攻角偏差、俯仰角偏差、滚动角偏差；
Δδe,Δδa,Δδr——依次表示飞行器俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角；
Δωx,Δωy,Δωz——依次表示飞行器滚动角速度偏差、偏航角速度偏差、俯仰角速度偏差；
Figure BDA0001474609530000062
θ0——依次表示飞行器俯仰角、弹道倾角。
(2)计算吸气式动力对飞行器质心运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA0001474609530000063
Figure BDA0001474609530000064
Figure BDA0001474609530000065
上述三个耦合影响参数SV,h、SV,Ma、SV,α依次描述吸气式动力的推力随高度、马赫数、攻角的变化特性对质心运动的影响。
当SV,h的绝对值小于a时，表示SV,h对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SV,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SV,Ma的绝对值小于a时，表示SV,Ma对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SV,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SV,α的绝对值小于a时，表示SV,α对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SV,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
(3)计算吸气式动力对飞行器姿态运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA0001474609530000071
Figure BDA0001474609530000072
Figure BDA0001474609530000073
上述三个参数Sα,h、Sα,Ma、Sα,α依次描述吸气式动力的推力随高度、马赫数、攻角的变化特性对攻角运动的影响。
Figure BDA0001474609530000074
Figure BDA0001474609530000075
Figure BDA0001474609530000076
Figure BDA0001474609530000077
Figure BDA0001474609530000078
上述五个参数Sωx,β、Sωy,β、Sωz,h、Sωz,Ma、Sωz,α依次表示吸气式动力的滚动力矩随侧滑角变化对滚动角速度运动的影响、偏航力矩侧滑角变化对偏航角速度运动的影响、俯仰力矩随高度、马赫数、攻角的变化对俯仰角速度运动的影响。
当Sα,h的绝对值小于a时，表示Sα,h对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sα,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sα,Ma的绝对值小于a时，表示Sα,Ma对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sα,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sα,α的绝对值小于a时，表示Sα,α对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sα,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sωx,β的绝对值小于a时，表示Sωx,β对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sωx,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sωy,β的绝对值小于a时，表示Sωy,β对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sωy,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sωz,h的绝对值小于a时，表示Sωz,h对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sωz,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sωz,Ma的绝对值小于a时，表示Sωz,Ma对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sωz,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当Sωz,α的绝对值小于a时，表示Sωz,α对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对Sωz,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
(4)计算飞行器质心运动和姿态运动对吸气式动力的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA0001474609530000081
Figure BDA0001474609530000091
Figure BDA0001474609530000092
Figure BDA0001474609530000093
上述四个参数SP,h、SP,Ma、SP,α、SP,β依次描述高度、马赫数、功角、侧滑角变化对吸气式动力的推力的影响，其中Pβ表示吸气式动力的推力关于侧滑角的偏导数。
Figure BDA0001474609530000094
Figure BDA0001474609530000095
上述两个参数
Figure BDA0001474609530000096
依次描述侧滑角变化对吸气式动力产生的滚动力矩、偏航力矩的影响。
Figure BDA0001474609530000097
Figure BDA0001474609530000098
Figure BDA0001474609530000099
上述三个参数
Figure BDA00014746095300000910
依次描述高度、马赫数、功角变化对吸气式动力产生的俯仰力矩的影响。
当SP,h的绝对值小于a时，表示SP,h对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SP,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当SP,Ma的绝对值小于a时，表示SP,Ma对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SP,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当SP,α的绝对值小于a时，表示SP,α对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SP,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当SP,β的绝对值小于a时，表示SP,β对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SP,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当
Figure BDA0001474609530000101
的绝对值小于a时，表示
Figure BDA0001474609530000102
对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对
Figure BDA0001474609530000103
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当
Figure BDA0001474609530000104
的绝对值小于a时，表示
Figure BDA0001474609530000105
对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对
Figure BDA0001474609530000106
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当
Figure BDA0001474609530000107
的绝对值小于a时，表示
Figure BDA0001474609530000108
对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对
Figure BDA0001474609530000109
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当
Figure BDA00014746095300001010
的绝对值小于a时，表示
Figure BDA00014746095300001011
对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对SMz,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
当
Figure BDA00014746095300001012
的绝对值小于a时，表示
Figure BDA00014746095300001013
对应的耦合项可以忽略，此处的a为针对
Figure BDA00014746095300001014
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不可忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
(5)根据耦合影响程度评价结果指导飞行器设计。
在制导控制律设计指导方面，根据(2)～(4)得到的耦合影响程度评价结果，如果评价结果表明某项耦合影响可以忽略，则在进行制导控制设计时可不考虑此项耦合影响，提高制导控制律设计效率，有助于缩短飞行器研制周期；如果评价结果表明某项耦合影响需要考虑，则在进行制导控制律设计时需考虑此项耦合影响，避免因不考虑而导致可能出现的飞行器失控。
在飞行器地面试验指导方面，根据(2)～(4)得到的耦合影响程度评价结果，如果评价结果表明某项耦合影响可以忽略，则在进行地面试验时针对该耦合参数的相关试验分析可以忽略或减弱，节省人力物力财力，也有助于缩短飞行器研制周期；如果评价结果表明某项耦合影响需要考虑，则在进行地面试验时需要重点对计算该耦合项所需的相关参数进行试验测量，通过试验尽可能提高该耦合影响参数值的准确性，避免因试验测量不到位而导致设计结果不合理，引发飞行失败的风险。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明充分考虑了了吸气式动力、质心运动、姿态运动之间的强耦合，可以定性、定量评价由吸气式动力引起的耦合对质心运动、姿态运动的影响程度，也可定性、定量评价质心运动、姿态运动对吸气式动力的影响。本方法可广泛应用于吸气式飞行器的总体、气动、动力、控制等专业分析和设计中，用于实现多专业优化设计。利用本专利提供的耦合影响程度评价方法，可以定量评价哪些耦合影响可以忽略、哪些不可以忽略，指导控制系统设计工作，并评判吸气式动力相关耦合特性试验工作的必要性，提高了设计工作效率，降低了不必要的试验成本，并减小了飞行风险。
(2)一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，考虑质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的强耦合影响，建立全面的线性化耦合方程。基于所建立的耦合方程，分析因吸气式动力而产生的耦合项，并针对这些耦合项提出了相应的耦合影响描述参数和耦合影响程度评价方法，可以充分反映质心运动、姿态运动和吸气式动力之间的相互耦合影响。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明的方法流程如下：
(1)建立了考虑质心运动、姿态运动和吸气式动力相互影响的全面的线性化耦合方程；
(2)提出了描述吸气式动力推力特性随高度、马赫数、攻角的变化特性对质心运动的耦合影响描述参数和耦合影响评价方法；
(3)提出了描述吸气式动力推力特性随高度、马赫数、攻角的变化特性对攻角运动的耦合影响描述参数和耦合影响评价方法；
(4)提出了描述吸气式动力产生的滚动、偏航力矩特性随侧滑角变化特性对滚动、偏航角速度速度运动的耦合影响描述参数和耦合影响评价方法；
(5)提出了描述吸气式动力产生的俯仰力矩特性随侧高度、马赫数、攻角变化特性对俯仰角速度运动的耦合影响描述参数和耦合影响评价方法。
以一个实例给出本专利耦合影响程度评价方法的使用，此例中，耦合是否可忽略的门限值设为a＝0.1，即：耦合影响参数大小小于0.1，表示耦合影响可忽略，反之则不可忽略。
(1)建立考虑质心运动、姿态运动和吸气式动力相互耦合影响的线性化方程；
某吸气式动力飞行器参数如下：
α0＝2°，θ0＝1°，
Figure BDA0001474609530000121
Jx＝100kg·m2，Jy＝Jz＝2000kg·m2，Jxy＝30kg·m2
Xh＝0.00024985
XV＝-0.0028
Xα＝-7.7704
X|β|＝-3.1999
Figure BDA0001474609530000122
Figure BDA0001474609530000123
Figure BDA0001474609530000124
Yh＝-8.7242×10-6
YV＝-0.0098
Yα＝-27.8756
Y|β|＝-10.8386
Figure BDA0001474609530000131
Figure BDA00014746095300001322
Figure BDA00014746095300001323
Zβ＝-1.4424
Figure BDA0001474609530000132
Figure BDA0001474609530000133
Figure BDA0001474609530000134
Figure BDA0001474609530000135
Figure BDA0001474609530000136
Figure BDA0001474609530000137
Figure BDA0001474609530000138
Figure BDA0001474609530000139
Figure BDA00014746095300001310
Figure BDA00014746095300001311
Figure BDA00014746095300001312
Figure BDA00014746095300001313
Figure BDA00014746095300001314
Figure BDA00014746095300001315
Figure BDA00014746095300001316
Figure BDA00014746095300001317
Figure BDA00014746095300001318
Figure BDA00014746095300001319
Figure BDA00014746095300001320
Figure BDA00014746095300001321
Figure BDA0001474609530000141
Figure BDA0001474609530000142
Figure BDA0001474609530000143
Figure BDA0001474609530000144
Figure BDA0001474609530000145
耦合动力学方程为：
Figure BDA0001474609530000146
Figure BDA0001474609530000147
Figure BDA0001474609530000148
Figure BDA0001474609530000149
Figure BDA00014746095300001410
Figure BDA00014746095300001411
Figure BDA00014746095300001412
Figure BDA00014746095300001413
Figure BDA00014746095300001414
(2)计算吸气式动力对质心运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA00014746095300001415
Figure BDA00014746095300001416
Figure BDA00014746095300001417
根据耦合门限值a＝0.1和耦合影响参数大小判断：吸气式动力的推力随马赫数的变化不可忽略。
(3)计算吸气式动力对姿态运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA00014746095300001418
Figure BDA0001474609530000151
Figure BDA0001474609530000152
Figure BDA0001474609530000153
Figure BDA0001474609530000154
Figure BDA0001474609530000155
Figure BDA0001474609530000156
Figure BDA0001474609530000157
根据耦合门限值a＝0.1和耦合影响参数大小判断以下3个耦合影响不可忽略：吸气式动力的滚动力矩随侧滑角变化对滚动角速度的耦合影响、吸气式动力的偏航力矩随侧滑角变化对偏航角速度的耦合影响、吸气式动力的俯仰力矩随攻角变化对俯仰角速度的耦合影响。
(4)计算质心运动和姿态运动对吸气式动力的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
Figure BDA0001474609530000158
Figure BDA0001474609530000159
Figure BDA00014746095300001510
Figure BDA00014746095300001511
Figure BDA00014746095300001512
Figure BDA00014746095300001513
Figure BDA0001474609530000161
Figure BDA0001474609530000162
Figure BDA0001474609530000163
根据耦合门限值a＝0.1和耦合影响参数大小判断以下4个耦合影响不可忽略：侧滑角变化对吸气式动力滚动力矩的耦合影响、侧滑角变化对吸气式动力偏航力矩的耦合影响、马赫数变化对吸气式动力俯仰力矩的耦合影响、攻角变化对吸气式动力俯仰力矩的耦合影响。
(5)根据耦合(2)～(4)耦合评价结果，以下8个耦合影响在进行制导控制律设计时必须考虑，在地面试验中需进行重点测量：吸气式动力的推力随马赫数的变化不可忽略、吸气式动力的滚动力矩随侧滑角变化对滚动角速度的耦合影响、吸气式动力的偏航力矩随侧滑角变化对偏航角速度的耦合影响、吸气式动力的俯仰力矩随攻角变化对俯仰角速度的耦合影响、侧滑角变化对吸气式动力滚动力矩的耦合影响、侧滑角变化对吸气式动力偏航力矩的耦合影响、马赫数变化对吸气式动力俯仰力矩的耦合影响、攻角变化对吸气式动力俯仰力矩的耦合影响。其余耦合影响在进行制导控制律设计时可以忽略，在进行地面试验测量时可以忽略或者减少试验状态。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (9)

1.一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于该方法的步骤包括：
(1)建立考虑飞行器质心运动、姿态运动和吸气式动力相互耦合影响的线性化方程；
(2)计算吸气式动力对飞行器质心运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
(3)计算吸气式动力对飞行器姿态运动的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
(4)计算飞行器质心运动和姿态运动对吸气式动力的耦合影响参数并进行耦合影响评价；
(5)根据耦合影响程度评价结果指导飞行器设计；
所述的步骤(1)中，建立考虑飞行器质心运动、姿态运动和吸气式动力相互耦合影响的线性化方程的方法为：
假设吸气式动力的推力沿飞行器x轴方向，考虑质心运动、姿态运动与吸气式动力相互耦合影响，建立包含所有耦合项的线性化方程如下：
Figure FDA0002674010600000011
Figure FDA0002674010600000012
Figure FDA0002674010600000013
Figure FDA0002674010600000014
Figure FDA0002674010600000021
Figure FDA0002674010600000022
Figure FDA0002674010600000023
Figure FDA0002674010600000024
Figure FDA0002674010600000025
方程中各系数计算公式如下：
Figure FDA0002674010600000026
Figure FDA0002674010600000027
Figure FDA0002674010600000028
Figure FDA0002674010600000029
Figure FDA00026740106000000210
Figure FDA00026740106000000211
Figure FDA00026740106000000212
Figure FDA00026740106000000213
Figure FDA00026740106000000214
Figure FDA00026740106000000215
Figure FDA00026740106000000216
Figure FDA0002674010600000031
Figure FDA0002674010600000032
Figure FDA0002674010600000033
Figure FDA0002674010600000034
Figure FDA0002674010600000035
Figure FDA0002674010600000036
Figure FDA0002674010600000037
Figure FDA0002674010600000038
Figure FDA0002674010600000039
Figure FDA00026740106000000310
Figure FDA00026740106000000311
Figure FDA00026740106000000312
Figure FDA00026740106000000313
Figure FDA00026740106000000314
Figure FDA00026740106000000315
Figure FDA00026740106000000316
Figure FDA0002674010600000041
Figure FDA0002674010600000042
Figure FDA0002674010600000043
Figure FDA0002674010600000044
Figure FDA0002674010600000045
Figure FDA0002674010600000046
Figure FDA0002674010600000047
Figure FDA0002674010600000048
式中，
Cx,Cy——依次表示飞行器轴向力系数、法向力系数；
Figure FDA0002674010600000049
——依次表示Cx关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；
Figure FDA00026740106000000410
——依次表示Cy关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值的偏导数；
Figure FDA00026740106000000411
——依次表示飞行器侧向力系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角的偏导数；
Figure FDA00026740106000000412
——依次表示飞行器滚动力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；
Figure FDA00026740106000000413
——依次表示飞行器偏航力矩系数关于侧滑角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角、滚动角速度、偏航角速度的偏导数；
Cmz——表示飞行器俯仰力矩系数；
Figure FDA0002674010600000051
——依次表示Cmz关于马赫数、攻角、侧滑角绝对值、俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角绝对值、偏航舵偏转角绝对值、俯仰角速度的偏导数；
g——当地重力加速度；
Jx,Jy,Jz,Jxy——依次表示飞行器滚动转动惯量、偏航转动惯量、滚动和偏航惯性积、俯仰转动惯量；
lk——飞行器参考长度；
Ma0——飞行马赫数；
Figure FDA0002674010600000052
——吸气式动力对飞行器产生的滚动力矩关于侧滑角的偏导数；
Figure FDA0002674010600000053
——吸气式动力对飞行器产生的偏航力矩关于侧滑角的偏导数；
Figure FDA0002674010600000054
——依次表示吸气式动力对飞行器产生的俯仰力矩关于高度、马赫数、攻角的偏导数；
m——飞行器质量；
P——吸气式动力的推力；
Ph,PMa,Pα——依次表示P关于高度、马赫数、攻角的偏导数；
q、S——分别为飞行器动压、气动参考面积；
V0——飞行器对地速度；
α0——飞行器攻角；
β——飞行器侧滑角；
Δh,ΔV,Δα,
Figure FDA0002674010600000055
Δγ——依次表示飞行器高度偏差、速度偏差、攻角偏差、俯仰角偏差、滚动角偏差；
Δδe,Δδa,Δδr——依次表示飞行器俯仰舵偏转角、滚动舵偏转角、偏航舵偏转角；
Δωx,Δωy,Δωz——依次表示飞行器滚动角速度偏差、偏航角速度偏差、俯仰角速度偏差；
Figure FDA0002674010600000061
θ0——依次表示飞行器俯仰角、弹道倾角。
2.根据权利要求1所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，吸气式动力对飞行器质心运动的耦合影响参数为SV,h，SV,Ma，SV,α：
Figure FDA0002674010600000062
Figure FDA0002674010600000063
Figure FDA0002674010600000064
3.根据权利要求2所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：耦合影响评价结果为：当SV,h的绝对值小于a时，表示SV,h对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SV,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SV,Ma的绝对值小于a时，表示SV,Ma对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SV,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SV,α的绝对值小于a时，表示SV,α对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SV,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
4.根据权利要求1所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，吸气式动力对飞行器姿态运动的耦合影响参数为Sα,h，Sα,Ma，Sα,α，Sωx,β，Sωz,h，Sωy,β，Sωz,Ma，Sωz,α：
Figure FDA0002674010600000065
Figure FDA0002674010600000066
Figure FDA0002674010600000071
Figure FDA0002674010600000072
Figure FDA0002674010600000073
Figure FDA0002674010600000074
Figure FDA0002674010600000075
Figure FDA0002674010600000076
5.根据权利要求4所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：耦合影响评价的结果为：当Sα,h的绝对值小于a时，表示Sα,h对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sα,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sα,Ma的绝对值小于a时，表示Sα,Ma对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sα,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sα,α的绝对值小于a时，表示Sα,α对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sα,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sωx,β的绝对值小于a时，表示Sωx,β对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sωx,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sωy,β的绝对值小于a时，表示Sωy,β对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sωy,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sωz,h的绝对值小于a时，表示Sωz,h对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sωz,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sωz,Ma的绝对值小于a时，表示Sωz,Ma对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sωz,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当Sωz,α的绝对值小于a时，表示Sωz,α对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对Sωz,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
6.根据权利要求1所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，计算飞行器质心运动和姿态运动对吸气式动力的耦合影响参数的公式如下：
Figure FDA0002674010600000081
Figure FDA0002674010600000082
Figure FDA0002674010600000083
Figure FDA0002674010600000084
Figure FDA0002674010600000085
Figure FDA0002674010600000086
Figure FDA0002674010600000087
Figure FDA0002674010600000088
Figure FDA0002674010600000091
7.根据权利要求6所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：耦合影响评价结果为：当SP,h的绝对值小于a时，表示SP,h对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SP,h预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SP,Ma的绝对值小于a时，表示SP,Ma对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SP,Ma预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SP,α的绝对值小于a时，表示SP,α对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SP,α预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当SP,β的绝对值小于a时，表示SP,β对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对SP,β预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当
Figure FDA0002674010600000092
的绝对值小于a时，表示
Figure FDA0002674010600000093
对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对
Figure FDA0002674010600000094
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当
Figure FDA0002674010600000095
的绝对值小于a时，表示
Figure FDA0002674010600000096
对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对
Figure FDA0002674010600000097
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当
Figure FDA0002674010600000098
的绝对值小于a时，表示
Figure FDA0002674010600000099
对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对
Figure FDA00026740106000000910
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当
Figure FDA00026740106000000911
的绝对值小于a时，表示
Figure FDA00026740106000000912
对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对
Figure FDA0002674010600000101
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响；
当
Figure FDA0002674010600000102
的绝对值小于a时，表示
Figure FDA0002674010600000103
对应的耦合项能够忽略，此处的a为针对
Figure FDA0002674010600000104
预先设定的门限值；否则表示对应的耦合影响不能够忽略，控制律设计需考虑该耦合影响。
8.根据权利要求1所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：所述的步骤(5)中，根据耦合影响程度评价结果指导飞行器设计包括制导控制律设计指导方面和飞行器地面试验指导方面；
在制导控制律设计指导方面时，根据得到的耦合影响程度评价结果，如果评价结果表明某项耦合影响能够忽略，则在进行制导控制设计时不考虑此项耦合影响，提高制导控制律设计效率，有助于缩短飞行器研制周期；如果评价结果表明某项耦合影响需要考虑，则在进行制导控制律设计时需考虑此项耦合影响，避免因不考虑而导致出现的飞行器失控。
9.根据权利要求1所述的一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法，其特征在于：所述的飞行器地面试验指导方面，是指根据得到的耦合影响程度评价结果，如果评价结果表明某项耦合影响能够忽略，则在进行地面试验时针对该耦合参数的相关试验分析进行忽略或减弱，节省人力物力财力，也有助于缩短飞行器研制周期；如果评价结果表明某项耦合影响需要考虑，则在进行地面试验时需要重点对计算该耦合项所需的相关参数进行试验测量，通过试验提高该耦合影响参数值的准确性，避免因试验测量不到位而导致设计结果不合理，引发飞行失败的风险。
CN201711157176.8A 2017-11-20 2017-11-20 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法 Active CN107967382B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711157176.8A CN107967382B (zh) 2017-11-20 2017-11-20 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711157176.8A CN107967382B (zh) 2017-11-20 2017-11-20 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107967382A CN107967382A (zh) 2018-04-27
CN107967382B true CN107967382B (zh) 2020-12-18

Family

ID=62000350

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711157176.8A Active CN107967382B (zh) 2017-11-20 2017-11-20 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107967382B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112487556B (zh) * 2020-11-30 2024-05-03 中国运载火箭技术研究院 一种考虑振型耦合特性的飞行器弹性影响仿真评估方法及系统
CN114912202A (zh) * 2022-05-24 2022-08-16 大连理工大学 宽速域吸气式动力飞行器机体推进一体化耦合控制方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000205070A (ja) * 1999-01-12 2000-07-25 Inoac Corp 車両用吸気ダクト
CN103914074A (zh) * 2014-04-22 2014-07-09 西北工业大学 飞行器推力强耦合解耦方法
CN103926837A (zh) * 2014-04-22 2014-07-16 西北工业大学 多种耦合作用下飞行器综合解耦方法
CN104036095A (zh) * 2014-06-27 2014-09-10 北京航空航天大学 基于区域分解的耦合高精度复杂外形流场快速算法
CN104318019A (zh) * 2014-10-23 2015-01-28 中国运载火箭技术研究院 一种基于耦合关系的飞行器系统分析系统及方法
CN105667811A (zh) * 2016-01-27 2016-06-15 南京航空航天大学 高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法
US9403600B2 (en) * 2012-05-01 2016-08-02 Lockheed Martin Corporation Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system
CN107092765A (zh) * 2017-06-22 2017-08-25 洛阳瑞极光电科技有限公司 一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000205070A (ja) * 1999-01-12 2000-07-25 Inoac Corp 車両用吸気ダクト
US9403600B2 (en) * 2012-05-01 2016-08-02 Lockheed Martin Corporation Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system
CN103914074A (zh) * 2014-04-22 2014-07-09 西北工业大学 飞行器推力强耦合解耦方法
CN103926837A (zh) * 2014-04-22 2014-07-16 西北工业大学 多种耦合作用下飞行器综合解耦方法
CN104036095A (zh) * 2014-06-27 2014-09-10 北京航空航天大学 基于区域分解的耦合高精度复杂外形流场快速算法
CN104318019A (zh) * 2014-10-23 2015-01-28 中国运载火箭技术研究院 一种基于耦合关系的飞行器系统分析系统及方法
CN105667811A (zh) * 2016-01-27 2016-06-15 南京航空航天大学 高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法
CN107092765A (zh) * 2017-06-22 2017-08-25 洛阳瑞极光电科技有限公司 一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析;唐硕;《飞行力学》;20130630;244-249页 *
吸气式高超声速飞行器气动耦合干扰效应研究;欧岳峰;《计算机仿真》;20110731;112-114,168页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107967382A (zh) 2018-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8131408B2 (en) System and method for determining characteristic parameters in an aircraft
CN103926931B (zh) 轴对称高速飞行器运动特征综合识别方法
Lu et al. Real-time simulation system for UAV based on Matlab/Simulink
CN109032171B (zh) 一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法
CN104991566B (zh) 一种用于高超声速飞行器的参数不确定性lpv系统建模方法
CN109703768B (zh) 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法
CN107967382B (zh) 一种吸气式飞行器耦合影响程度评价方法
CN111290278B (zh) 一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法
CN109141802B (zh) 用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法
CN110509276B (zh) 一种机场跑道检测机器人的运动建模及参数辨识方法
CN111336872B (zh) 一种适用于模拟弹体姿态运动的转台的补偿式仿真方法
CN104155986B (zh) 基于惯性耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法
Li et al. Simulation method for wind tunnel based virtual flight testing
CN110750837A (zh) 一种飞机剩余操纵能力评估方法
CN104155985B (zh) 飞行器姿态运动通道间惯性耦合特性的交联影响确定方法
Rao et al. System identification of an unmanned aerial vehicle with actuated wingtips
Beckmann et al. Nonlinear modeling, identification and control for a simulated miniature helicopter
CN108398949A (zh) 一种松软路面智能农机自动驾驶方法
Rein et al. Ground-based simulation of complex maneuvers of a delta-wing aircraft
CN110160737A (zh) 基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法
Brandt et al. Nato avt-239 task group: Flight test of compressed and bleed-air driven control effectors on the ice/saccon uas subscale aircraft
He et al. A study on wake turbulence encounter during UAV formation flight using coupled aerodynamics/flight dynamics simulation
Ovesy et al. Combination of experiments and CFD analysis for in-flight wings deflections estimation
CN116909307B (zh) 一种飞行器高机动运动控制方法
CN113138563B (zh) 多旋翼机控制器半实物仿真系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant