CN107985626B - 一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，包括：分别确定可变构型空天飞行器的低速基准布局及高速基准布局，采用状态类型函数方法对其几何外形进行参数化描述；采用工程估算方法建立相应的参数化动力学模型，依据相似性准则整合不同速域的模型，构建相应的代理模型；采用灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能的影响，确定可变构型空天飞行器的稳定边界及系统要求；通过全速域性能匹配分析，确定可变构型空天飞行器的变布局方案。本发明通过适当改变飞行器的机翼构型，确保每一个任务阶段飞行器具有最优的气动布局，实现最小能耗下的大包线连续飞行，满足航空航天飞行器一体化设计的需要。

Description

一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法

技术领域

本发明涉及一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，属于飞行器总体设计技术领域。

背景技术

可重复使用的水平起降飞行技术被认为是往返空间的颠覆性技术，是人类不断追求的目标，其目的是为了实现地面自主起飞、进出空间、降落和重复使用，最终达到快速、高效、经济往返空间的目的。然而，飞行器飞行速度经过亚声速、跨声速、超声速和高超声速范围，具有飞行包线大、气动环境复杂等特点，单一的飞行器构型很难满足飞行复杂的任务要求，如果能将飞行器设计成可变体，通过适当改变飞行器的机翼构型，确保每一个任务阶段飞行器具有最优的气动布局，从而降低总体对动力系统的苛刻要求和过分依赖，实现最小能耗下的大包线连续飞行，满足航空航天飞行器一体化设计的需要。

未来飞行器飞行速度经过亚声速、跨声速、超声速和高超声速范围，具有飞行包线大、气动环境复杂等特点。不同飞行状态都对应着其最佳的机翼形状：亚声速飞行时，后掠角较小的梯形机翼能够提供较大的升阻比，降低发动机要求，缩短起飞和降落的滑行距离，战时适用性较高；跨声速飞行时，为了克服音障，通常采用相对厚度较大的后掠机翼，能够使得临界马赫数增大，并且保证跨声速时的气动特性平稳变化；超声速飞行时，广泛使用薄三角形机翼和小展弦比后掠机翼，能够大幅降低波阻，然而该型机翼会导致飞行器在亚声速和起飞着陆状态的空气动力特性和飞行性能变坏，并且该机翼升阻比低，需要很大的推重比才能在低空作大过载稳定机动。

合并这一系列性能要求是一项极其复杂的任务，如在巡航高度和近地飞行有大的亚声速和超声速航程，在近地飞行时最大速度要大，并在超声速状态能长时间飞行、在亚声速飞行时机动性高和起飞与着陆滑跑距离短。将所有的这些特性综合在一架固定机翼的飞行器上，要求满足所有需求无疑给工程实现带来极大难度。借助于可变形机翼能够满足所有飞行状态，通过改变展弦比和机翼后掠角等结构形状，可满足飞行器的不同飞行环境和一系列飞行任务需求。一般来说，将机翼结构变形与飞行器结合，可使飞行器扩大飞行器飞行包线和工作区域，同时优化飞行器不同环境和任务下的飞行性能。

基于上述要求，本发明提出一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，将机翼结构变形与飞行器结合，借助于可变形机翼能够满足所有飞行状态，通过改变展弦比和机翼后掠角等结构形状，满足飞行器的不同飞行环境和一系列飞行任务需求。除此之外，所提出的变构型飞行器及其变形方法能扩大飞行器飞行包线和工作区域，使飞行器在切换过程中保持良好的气动性能，保证系统稳定性和操纵性；同时亦能优化飞行器不同环境和任务下的飞行性能，使得其在飞行过程中根据需要改变自身的外形结构，改善气动性能，提高飞行效率，拓宽任务范围。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，通过适当改变飞行器的机翼构型，确保每一个任务阶段飞行器具有最优的气动布局，从而降低总体对动力系统的苛刻要求和过分依赖，实现最小能耗下的大包线连续飞行，满足航空航天飞行器一体化设计的需要。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，包括以下步骤：

步骤一：构建参数化几何模型

分别确定可变构型空天飞行器的低速基准布局及高速基准布局，采用状态类型函数方法对可变构型空天飞行器的几何外形进行参数化描述；

步骤二：建立参数化动力学模型

基于可变构型空天飞行器的参数化几何外形，采用工程估算方法获得空天飞行器在全速域内飞行时所受到的气动力、力矩及推进系统提供的推力，建立可变构型空天飞行器的参数化动力学模型；

步骤三：构建代理模型

依据相似性准则整合不同速域的模型，推导出可变构型空天飞行器的代理模型；

步骤四：进行模型特性分析

根据获得的可变构型空天飞行器的代理模型，采用灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能的影响，确定可变构型空天飞行器的稳定边界及系统要求；

步骤五：根据系统性能指标，调整气动布局调节策略

分析确定不同布局条件下的模型特性，并计算布局调整的性能指标，在当前速域范围内，评估该布局方案下系统性能指标与任务要求的匹配程度，根据气动布局调节策略，确定当前速域条件下的最优布局；

步骤六：通过全速域性能匹配分析，确定可变构型空天飞行器的变布局方案。

进一步的，所述步骤一中，可变构型空天飞行器的低速基准布局方案采用鸭翼气动布局，且水平尾翼处于展开状态，以提高飞行器升阻特性及稳定性；高速基准布局方案中鸭翼处于收缩状态，且水平尾翼折叠为垂直尾翼，以降低飞行器阻力及热防护要求。可变构型空天飞行器通过鸭翼及水平尾翼的构型调节使得飞行器在不同飞行环境和飞行任务下保持最佳飞行状态，减小配平难度，降低飞行能耗，提升总体性能。

进一步的，所述步骤一中，采用状态类型函数方法，将鸭翼展开位置及水平尾翼折叠角作为布局参数，对可变构型空天飞行器的低速及高速基准布局同时进行参数化描述。

进一步的，所述步骤二中，可变构型空天飞行器参数化动力学模型中的动力学方程为：

其中，m为空天飞行器的质量；I为空天飞行器的惯量矩阵；ω_b表示空天飞行器的角速度；V_b表示空天飞行器的飞行速度矢量在机体坐标中的度量；将空天飞行器所受的力与力矩在机体坐标系内的度量F_b、M_b描述为飞行条件x及布局参数p的函数关系式：

通过以下两步构建步骤三中的可变构型空天飞行器代理模型，包括飞行条件、布局参数到力与力矩的函数关系：

(a)在确定布局参数p₀条件，根据相似性准则整合不同速域条件下力F_b、力矩M_b与飞行条件x的函数关系，记为元函数

其中i＝1,…,N的线性组合：

采用系统辨识的方法，确定元函数的系数k_i；

(b)通过调整布局参数p，重复代入计算过程(a)，通过系统辨识，将元函数的系数k_i描述为布局参数p的函数，从而构建空天飞行器的代理模型：

进一步的，所述步骤四、五中，采用系统性能极限理论及灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能极限的影响，确定空天飞行器的稳定边界；根据气动布局调节的评价指标，包括升阻比、飞行器阻力、稳定边界、零可控区域、鲁棒性等，构建气动布局调节的多目标可行解问题，将气动布局参数记为多胞型：

p(k)＝kp₁+(1-k)p₀，0≤k≤1 (5)

其中，p₀表示低速基准气动布局参数，p₁表示高速基准气动布局参数，同时根据确定的飞行条件x₀，构建以下可行解问题计算得到满足任务要求气动布局参数的可行域

其中，J为空天飞行器气动布局调节的评价指标，c为空天飞行器的约束条件。

进一步的，所述步骤六中，根据不同速域下的气动布局参数的可行域，优化确定不同速域条件下的最优布局参数，建立飞行速域与布局参数的匹配关系。

有益效果：本发明提供的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，相对于现有技术，具有以下优点：

1、有利于解决宽速域空天飞行器不变布局条件下低速性能与高速性能难以权衡的问题，将机翼结构变形与飞行器结合，借助于可变形机翼能够满足所有飞行状态；

2、能够扩大飞行器飞行包线和工作区域，使飞行器在切换过程中保持良好的气动性能，保证系统稳定性和操纵性；同时亦能优化飞行器不同环境和任务下的飞行性能，使得其在飞行过程中根据需要改变自身的外形结构，改善气动性能，提高飞行效率，拓宽任务范围；

3、从总体性能的角度出发，确定了飞行条件与总体参数的匹配关系，分析并给出了满足总体设计要求情况下，总体参数调节的可行范围及最优情况，同时确保了参数调节的连续性。

附图说明

图1为本发明中基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法的流程图；

图2(a)、2(b)分别为本发明实施例中可变构型空天飞行器的低速基准布局及高速基准布局；

图3为本发明实施例中可变构型空天飞行器反演设计方案的流程图；

图4为本发明实施例中可变构型空天飞行器动力学建模方案的流程图；

图5为本发明实施例中可变构型空天飞行器代理模型构建方案的流程图；

图6为本发明实施例中可变构型空天飞行器模型特性分析方案的流程图；

图7为本发明实施例中可变构型空天飞行器布局参数与飞行速域匹配关系图；

图8为本发明实施例中可变构型空天飞行器布局全包线综合设计方案的流程图。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明作更进一步的说明。

如图1所示为一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，包括以下步骤：

步骤一：构建参数化几何模型

分别确定可变构型空天飞行器的低速基准布局及高速基准布局，采用状态类型函数方法对可变构型空天飞行器的几何外形进行参数化描述；根据外形特点和建模需求确定用以描述其外形特征的几何参数，并确定这些参数是否完全独立，参数之间存在的约束，得到能描述飞行器完整的几何参数集，然后指定参数集的取值，采用部件拆组法生成特定飞行器外形。

如图2所示，可变构型空天飞行器的低速基准布局方案采用鸭翼气动布局，且水平尾翼处于展开状态，以提高飞行器升阻特性及稳定性；高速基准布局方案中鸭翼处于收缩状态，且水平尾翼折叠为垂直尾翼，以降低飞行器阻力及热防护要求；采用状态类型函数方法，将鸭翼展开位置及水平尾翼折叠角作为布局参数，对可变构型空天飞行器的低速及高速基准布局同时进行参数化描述。

步骤二：建立参数化动力学模型

如图3、4所示，基于可变构型空天飞行器的参数化几何外形，采用工程估算方法获得空天飞行器在全速域内飞行时所受到的气动力、力矩及推进系统提供的推力，建立可变构型空天飞行器的参数化动力学模型；其中，低速段包括基于涡格法的低速气动模型和0维流涡喷发动机模型，高速段包括基于激波/膨胀波的高速气动模型和1维流双模态冲压发动机模型。

可变构型空天飞行器参数化动力学模型中的动力学方程为：

其中，m为空天飞行器的质量；I为空天飞行器的惯量矩阵；ω_b表示空天飞行器的角速度；V_b表示空天飞行器的飞行速度矢量在机体坐标中的度量；将空天飞行器所受的力与力矩在机体坐标系内的度量F_b、M_b描述为飞行条件x及布局参数p的函数关系式：

步骤三：构建代理模型

如图5所示，依据相似性准则整合不同速域的模型，推导出可变构型空天飞行器的代理模型；将构型调节作用量化成力的增量形式，关联到空天飞行器的气动力和力矩中，进而采用虚功原理和密歇尔斯基方程，构建空天飞行器动力学模型。采用多项式拟合的方式获得力和力矩的解析形式，将飞行状态和关键外形参数作为拟合表达式的自变量，基于拟合优度的分析策略，对不同拟合变量进行大包线范围内的评估与分析，略去对模态特性影响较小的项，进而评估不同飞行区域内模型动态特性之间的相似性，依据相似性准则整合不同区域的模型，获得空天飞行器的代理模型。

通过以下两步构建步骤三中的可变构型空天飞行器代理模型，包括飞行条件、布局参数到力与力矩的函数关系：

(a)在确定布局参数p₀条件，根据相似性准则整合不同速域条件下力F_b、力矩M_b与飞行条件x的函数关系，记为元函数

其中i＝1,…,N的线性组合：

采用系统辨识的方法，确定元函数的系数k_i；

(b)通过调整布局参数p，重复代入计算过程(a)，通过系统辨识，将元函数的系数k_i描述为布局参数p的函数，从而构建空天飞行器的代理模型：

步骤四：进行模型特性分析

如图6所示，根据获得的可变构型空天飞行器的代理模型，采用灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能的影响，确定可变构型空天飞行器的稳定边界及系统要求；

步骤五：根据系统性能指标，调整气动布局调节策略

根据步骤一建立的参数化模型，通过改变总体设计参数，得到多组不同布局条件下的飞行器，进而固定总体设计参数，分析确定当前布局条件下的模型特性，并计算布局调整的性能指标，在当前速域范围内，评估该布局方案下系统性能指标与任务要求的匹配程度，根据气动布局调节策略，确定当前速域条件下的最优布局；

采用系统性能极限理论及灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能极限的影响，确定空天飞行器的稳定边界；根据气动布局调节的评价指标，包括升阻比、飞行器阻力、稳定边界、零可控区域、鲁棒性等，构建气动布局调节的多目标可行解问题，将气动布局参数记为多胞型：

p(k)＝kp₁+(1-k)p₀，0≤k≤1 (5)

其中，p₀表示低速基准气动布局参数，p₁表示高速基准气动布局参数，同时根据确定的飞行条件x₀，构建以下可行解问题计算得到满足任务要求气动布局参数的可行域

如图7所示：

其中，J为空天飞行器气动布局调节的评价指标，c为空天飞行器的约束条件；

采用模态的分析方法，对空天飞行器平衡状态和动态特性进行折衷分析，考虑飞行条件和气动布局调节对静态平衡特性(飞行包线、配平舵面、迎角和推力)及动态特性(不稳定极点和右半平面零点)影响。应用灵敏度的分析策略探讨飞行条件改变和构型变化对稳定性的影响，分析其与模型动态特性之间的内在关系。

步骤六：通过全速域性能匹配分析，确定可变构型空天飞行器的变布局方案；

根据不同速域下的气动布局参数的可行域，优化确定不同速域条件下的最优布局参数，建立飞行速域与布局参数的匹配关系。针对空天飞行器低速气动布局，高速气动布局以及可变气动布局，采用全包线的综合特性分析方法，如图8所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：构建参数化几何模型

分别确定可变构型空天飞行器的低速基准布局及高速基准布局，采用状态类型函数方法对可变构型空天飞行器的几何外形进行参数化描述；

步骤二：建立参数化动力学模型

基于可变构型空天飞行器的参数化几何外形，采用工程估算方法获得空天飞行器在全速域内飞行时所受到的气动力、力矩及推进系统提供的推力，建立可变构型空天飞行器的参数化动力学模型；

步骤三：构建代理模型

依据相似性准则整合不同速域的模型，推导出可变构型空天飞行器的代理模型；

步骤四：进行模型特性分析

根据获得的可变构型空天飞行器的代理模型，采用灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能的影响，确定可变构型空天飞行器的稳定边界及系统要求；

步骤五：根据系统性能指标，调整气动布局调节策略

分析确定不同布局条件下的模型特性，并计算布局调整的性能指标，在当前速域范围内，评估该布局方案下系统性能指标与任务要求的匹配程度，根据气动布局调节策略，确定当前速域条件下的最优布局；

步骤六：通过全速域性能匹配分析，确定可变构型空天飞行器的变布局方案。

2.根据权利要求1所述的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，所述步骤一中，可变构型空天飞行器的低速基准布局方案采用鸭翼气动布局，且水平尾翼处于展开状态；所述高速基准布局方案中鸭翼处于收缩状态，且水平尾翼折叠为垂直尾翼。

3.根据权利要求2所述的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，所述步骤一中，采用状态类型函数方法，将鸭翼展开位置及水平尾翼折叠角作为布局参数，对可变构型空天飞行器的低速及高速基准布局同时进行参数化描述。

4.根据权利要求1所述的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，所述步骤二中，可变构型空天飞行器参数化动力学模型中的动力学方程为：

其中，m为空天飞行器的质量；I为空天飞行器的惯量矩阵；ω_b表示空天飞行器的角速度；V_b表示空天飞行器的飞行速度矢量在机体坐标中的度量；将空天飞行器所受的力与力矩在机体坐标系内的度量F_b、M_b描述为飞行条件x及布局参数p的函数关系式：

通过以下两步构建步骤三中的可变构型空天飞行器代理模型，包括飞行条件、布局参数到力与力矩的函数关系：

(a)在确定布局参数p₀条件，根据相似性准则整合不同速域条件下力F_b、力矩M_b与飞行条件x的函数关系，记为元函数

其中i＝1，...，N的线性组合：

采用系统辨识的方法，确定元函数的系数k_i；

(b)通过调整布局参数p，重复代入计算过程(a)，通过系统辨识，将元函数的系数ki描述为布局参数p的函数，从而构建空天飞行器的代理模型：

5.根据权利要求1所述的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，所述步骤四、五中，采用系统性能极限理论及灵敏度分析方法确定飞行条件和气动布局变化对飞行控制系统性能极限的影响，确定空天飞行器的稳定边界；根据气动布局调节的评价指标，包括升阻比、飞行器阻力、稳定边界、零可控区域、鲁棒性，构建气动布局调节的多目标可行解问题，将气动布局参数记为多胞型：

p(k)＝kp₁+(1-k)p₀，0≤k≤1 (5)

其中，p₀表示低速基准气动布局参数，p₁表示高速基准气动布局参数，同时根据确定的飞行条件x₀，构建以下可行解问题计算得到满足任务要求气动布局参数的可行域

其中，J为空天飞行器气动布局调节的评价指标，c为空天飞行器的约束条件。

6.根据权利要求1所述的一种基于可变构型空天飞行器的气动布局设计方法，其特征在于，所述步骤六中，根据不同速域下的气动布局参数的可行域，优化确定不同速域条件下的最优布局参数，建立飞行速域与布局参数的匹配关系。

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