CN109460055B - 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 - Google Patents

一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 Download PDF

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CN109460055B CN201811280734.4A CN201811280734A CN109460055B CN 109460055 B CN109460055 B CN 109460055B CN 201811280734 A CN201811280734 A CN 201811280734A CN 109460055 B CN109460055 B CN 109460055B
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Abstract

本发明公开了一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备，属于飞行器设计领域。本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。

Description

一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备
技术领域
本发明涉及一种飞行器控制能力确定方法及装置，属于飞行器设计领域。
背景技术
面对称飞行器主要以气动力为主实现轨迹与姿态控制，也就是通过操纵气动舵面，产生控制力矩改变姿态，从而改变轨迹。面对称飞行器具有大范围机动能力，成为世界各大国竞相发展的热点。为了进行机动完成预期的任务，需要准确评价并设计飞行器的控制能力，即各轴向所需要提供的最大操纵能力。
目前，而目前国内外进行面对称飞行器控制能力设计主要采用的传统飞行器设计方法，即副翼控制滚转角、方向舵控制航向增稳及消除侧滑，具体先根据使用需求设计出飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，其中所述总体参数包括重量、质心、惯量、惯性积等参数，然后根据设计出的总体参数、弹道数据和气动数据，计算飞行器按弹道飞行所需的配平舵面偏转需求，根据配平舵面偏转需求确定控制能力。
随着航天技术的发展，可重复使用的面对称飞行器需要能够在发射后从轨道返回并水平着陆到指定区域内，经简单维护后可再次发射回收。由于飞行器在轨速度较大，可重复使用的面对称飞行器再入过程经历高空、高马赫、大迎角飞行状态，若按照现有方法确定可重复使用的面对称飞行器控制能力，由于需要满足再入时高空、高马赫、大迎角飞行状态的需求，所设计飞行器的控制舵面的结构尺寸很大，从而增加整机重量和舵机能耗。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种飞行器控制能力确定方法及装置，该方法充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种飞行器控制能力确定方法，包括：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的飞行器控制能力确定方法，还包括：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，包括：
根据下式确定第一参数和第二参数：
Figure BDA0001847982610000021
Figure BDA0001847982610000022
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、
Figure BDA0001847982610000023
为航向静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000024
为滚转静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000025
为航向副翼操纵导数、
Figure BDA0001847982610000026
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure BDA0001847982610000031
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure BDA0001847982610000032
Figure BDA0001847982610000033
其中，
Figure BDA0001847982610000034
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000035
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、
Figure BDA0001847982610000036
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure BDA0001847982610000041
Figure BDA0001847982610000042
其中，
Figure BDA0001847982610000043
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000044
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值
Figure BDA0001847982610000045
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、
Figure BDA0001847982610000046
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、
Figure BDA0001847982610000047
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、
Figure BDA0001847982610000048
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、
Figure BDA0001847982610000049
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure BDA0001847982610000051
Figure BDA0001847982610000052
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、
Figure BDA0001847982610000053
为航向控制能力需求余量、
Figure BDA0001847982610000054
为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
一种飞行器控制能力确定装置，包括：
计算模块，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
判断模块，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，还用于：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
Figure BDA0001847982610000061
Figure BDA0001847982610000062
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、
Figure BDA0001847982610000063
为航向静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000064
为滚转静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000065
为航向副翼操纵导数、
Figure BDA0001847982610000066
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure BDA0001847982610000071
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure BDA0001847982610000072
Figure BDA0001847982610000073
其中，
Figure BDA0001847982610000074
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000075
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、
Figure BDA0001847982610000076
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure BDA0001847982610000077
Figure BDA0001847982610000081
其中，
Figure BDA0001847982610000082
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000083
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值
Figure BDA0001847982610000084
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、
Figure BDA0001847982610000085
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、
Figure BDA0001847982610000086
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、
Figure BDA0001847982610000087
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、
Figure BDA0001847982610000088
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure BDA0001847982610000089
Figure BDA00018479826100000810
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、
Figure BDA0001847982610000091
为航向控制能力需求余量、
Figure BDA0001847982610000092
为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
一种电子设备，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗；
(2)本发明实施例提供的ACATD能够准确评价副翼操纵时是否会对航向稳定性造成不利影响，DSOD能够准确评价在飞行器运动过程中，横航向耦合后航向是否动态稳定，二者综合后可准确判断是否可以利用方向舵耦合来控制飞行器。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法流程图；
图2为本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定装置结构示意图。
具体实施方式
以下将结合附图和具体实施例对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。
参见图1，本发明实施例提供了一种飞行器控制能力确定方法，包括：
步骤101：根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
具体地，所述的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，记为ACATD(aileroncontrol affection to direction)，可以根据航向的稳定性和操纵导数以及滚装方向的稳定性和操纵导数确定；所述的横-航向耦合动态航向稳定性参数DSOD(dynamicstability of direction)，可以根据航向动稳定性参数确定；
步骤102：根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
具体地，所述传统控制策略为根据传统飞行器设计方法确定的控制策略，即副翼控制滚转角以及方向舵控制航向增稳及消除侧滑；
若是，则进行步骤103’，若否则进行步骤103。
步骤103：根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，所述耦合控制策略包含方向舵控制滚转角和/或副翼控制航向增稳；
步骤103’：根据所述传统控制策略确定控制能力需求；
步骤104：根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明实施例提供的一种飞行器控制能力确定方法，通过总体参数、弹道数据和气动数据确定各飞行弹道状态点对应的副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数及横航向耦合动态航向稳定性参数，根据确定的参数，通过耦合控制策略确定各满足要求的飞行弹道状态点的控制能力，耦合控制策略充分利用了飞行器横向和航向之间的耦合效应，大大降低了对飞行器控制能力需求，充分挖掘了面对称飞行器控制潜力以放宽控制能力设计约束，从而减小了对控制舵面的结构尺寸的要求，降低了整机重量和舵机能耗。
在一可选实施例中，ACATD具体计算公式如下式(1)所示，
Figure BDA0001847982610000111
DSOD，具体计算公式如下式(2)所示：
Figure BDA0001847982610000112
其中，
Figure BDA0001847982610000113
为航向静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000114
为滚转静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000115
为航向副翼操纵导数、
Figure BDA0001847982610000116
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量，上述参数均由总体参数、弹道数据和气动数据所得或计算所得；
本发明实施例提供的ACATD能够准确评价副翼操纵时是否会对航向稳定性造成不利影响，DSOD能够准确评价在飞行器运动过程中，横航向耦合后航向是否动态稳定，二者综合后可准确判断是否可以利用方向舵耦合来控制飞行器。
在一可选实施例中，步骤102所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数(ACATD)>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数(ACATD)≤0且所述第二参数(DSOD)>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，步骤103所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
其中，根据式(3)确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure BDA0001847982610000121
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数；
其中，Mai *、αi *及βi *根据弹道数据获得，δai *、δei *及δri *可由公式(3)确定；
根据式(4)和(5)确定飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure BDA0001847982610000131
Figure BDA0001847982610000132
其中，
Figure BDA0001847982610000133
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值；
Figure BDA0001847982610000134
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值；Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角，为预设值；Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量，为预设值；
Figure BDA0001847982610000135
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数，
Figure BDA0001847982610000136
Jx为X轴转动惯量；Jz为Z轴转动惯量；Jxz为X轴和Z轴的惯性积；
Figure BDA0001847982610000137
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵力矩导数，
Figure BDA0001847982610000138
为第i个弹道状态点的动压；S为参考面积；l为参考长度；
Figure BDA0001847982610000139
为第i个弹道状态点偏航方向舵操纵导数；
Figure BDA00018479826100001310
为第i个弹道点的滚转副翼操纵力矩导数，
Figure BDA00018479826100001311
为第i个弹道状态点滚转方向舵操纵导数。
根据式(6)和(7)确定飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure BDA00018479826100001312
Figure BDA00018479826100001313
其中，
Figure BDA00018479826100001314
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值；
Figure BDA00018479826100001315
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值；
Figure BDA00018479826100001316
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数，
Figure BDA00018479826100001317
Vi *为第i个弹道状态点的空速；Clr,i为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼导数；
Figure BDA0001847982610000141
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数，
Figure BDA0001847982610000142
Clp,i为第i个弹道状态点的滚转阻尼导数；pi为第i个弹道状态点的滚转角速度，为预设值；ri为第i个弹道状态点的偏航角速度，为预设值；
Figure BDA0001847982610000143
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数，
Figure BDA0001847982610000144
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数
Figure BDA0001847982610000145
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数，
Figure BDA0001847982610000146
Lβ,i为第i个弹道状态点的滚转稳定性力矩导数，
Figure BDA0001847982610000147
Clβ,i为第i个弹道状态点的滚转静稳定性导数；Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数，
Figure BDA0001847982610000148
Cnβ,i为第i个弹道状态点的航向静稳定性导数。
在一可选实施例中，步骤104所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据式(8)和(9)确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure BDA0001847982610000149
Figure BDA0001847982610000151
其中，Ir为航向控制能力匹配参数；Ia为滚装控制能力匹配参数；Ir和Ia共同组成控制能力匹配参数；
Figure BDA0001847982610000152
为航向控制能力需求余量；
Figure BDA0001847982610000153
为滚转控制能力需求余量；(δr)acture为航向预设控制能力；(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值，
Figure BDA0001847982610000154
(δa)acture为滚转预设控制能力；(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值，
Figure BDA0001847982610000155
当判0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求；
在一可选实施例中，若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式(10)确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2 (10)
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数；ωr为航向控制能力评价的权重；ωa为滚转控制能力评价的权重。
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
具体地，利用遗传算法，优化预设飞行器控制能力(副翼和方向舵的控制能力)。
在一可选实施例中，步骤103’所述的根据所述传统控制策略确定控制能力需求，包括：
根据传统控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
其中，根据式(3)确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数。
根据式(4)和(5)确定飞行弹道状态点对应的增稳需求参数.
根据式(11)和(12)确定飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure BDA0001847982610000161
Figure BDA0001847982610000162
其中，
Figure BDA0001847982610000163
为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵大导数，
Figure BDA0001847982610000164
为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵力矩导数，
Figure BDA0001847982610000165
为第i个弹道状态点的滚转副翼操纵导数；
Figure BDA0001847982610000166
为第i个弹道状态点的航向副翼操纵力矩导数，
Figure BDA0001847982610000167
为第i个弹道状态点的航向副翼操纵导数；
Figure BDA0001847982610000168
为第i个弹道状态点的航向副翼操纵大导数，
Figure BDA0001847982610000169
Kari,i为第i个弹道状态点的副翼-方向舵铰链值，
Figure BDA00018479826100001610
在一可选实施例中，根据式(13)，确定
Figure BDA00018479826100001611
Figure BDA00018479826100001612
Figure BDA00018479826100001613
Figure BDA00018479826100001614
Figure BDA00018479826100001615
参见图2，本发明实施例还提供了一种飞行器控制能力确定装置，包括：
计算模块10，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
判断模块20，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块30，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块40，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，还用于：
若否，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
在一可选实施例中，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
Figure BDA0001847982610000171
Figure BDA0001847982610000172
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、
Figure BDA0001847982610000173
为航向静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000174
为滚转静稳定性导数、
Figure BDA0001847982610000175
为航向副翼操纵导数、
Figure BDA0001847982610000176
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure BDA0001847982610000181
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure BDA0001847982610000182
Figure BDA0001847982610000183
其中，
Figure BDA0001847982610000184
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000185
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、
Figure BDA0001847982610000186
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure BDA0001847982610000191
Figure BDA0001847982610000192
其中，
Figure BDA0001847982610000193
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、
Figure BDA0001847982610000194
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值
Figure BDA0001847982610000195
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、
Figure BDA0001847982610000196
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、
Figure BDA0001847982610000197
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、
Figure BDA0001847982610000198
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、
Figure BDA0001847982610000199
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure BDA00018479826100001910
Figure BDA0001847982610000201
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、
Figure BDA0001847982610000202
为航向控制能力需求余量、
Figure BDA0001847982610000203
为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
在一可选实施例中，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
本发明装置实施例与方法实施例一一对应，具体描述及效果参见方法实施例，在此不再赘述。
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (19)

1.一种飞行器控制能力确定方法，其特征在于，包括：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；所述传统控制策略为根据传统飞行器设计方法确定的控制策略，即副翼控制滚转角以及方向舵控制航向增稳及消除侧滑；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力；
所述的根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力，包括：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力；
所述的判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求，包括：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure FDA0003148622620000011
Figure FDA0003148622620000021
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、
Figure FDA0003148622620000022
为航向控制能力需求余量、
Figure FDA0003148622620000023
为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
2.根据权利要求1所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，还包括：
若是，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
3.根据权利要求2所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，包括：
根据下式确定第一参数和第二参数：
Figure FDA0003148622620000024
Figure FDA0003148622620000025
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、
Figure FDA0003148622620000026
为航向静稳定性导数、
Figure FDA0003148622620000027
为滚转静稳定性导数、
Figure FDA0003148622620000028
为航向副翼操纵导数、
Figure FDA0003148622620000029
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
4.根据权利要求3所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略，包括：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
5.根据权利要求1所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，所述的根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求，包括：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
6.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure FDA0003148622620000031
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
7.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure FDA0003148622620000032
Figure FDA0003148622620000041
其中，
Figure FDA0003148622620000042
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、
Figure FDA0003148622620000043
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、
Figure FDA0003148622620000044
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
8.根据权利要求5所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure FDA0003148622620000045
Figure FDA0003148622620000046
其中，
Figure FDA0003148622620000047
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、
Figure FDA0003148622620000048
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值
Figure FDA0003148622620000049
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、
Figure FDA00031486226200000410
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、
Figure FDA00031486226200000411
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、
Figure FDA00031486226200000412
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、
Figure FDA00031486226200000413
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
9.根据权利要求1所述的飞行器控制能力确定方法，其特征在于，还包括：若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
10.一种飞行器控制能力确定装置，其特征在于，包括：
计算模块，用于根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；传统控制策略为根据传统飞行器设计方法确定的控制策略，即副翼控制滚转角以及方向舵控制航向增稳及消除侧滑；
判断模块，用于根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；
第一确定模块，用于若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
第二确定模块，用于根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力；
所述第二确定模块，用于：
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求的最大值，确定飞行器控制能力需求；
判断预设飞行器控制能力是否满足确定的飞行器控制能力需求；
若是，则将预设飞行器控制能力作为飞行器控制能力；
所述第二确定模块，用于：
根据下式确定预设飞行器控制能力与确定的控制能力需求之间的匹配参数；
Figure FDA0003148622620000051
Figure FDA0003148622620000061
其中，Ir为航向控制能力匹配参数、Ia为滚装控制能力匹配参数、
Figure FDA0003148622620000062
为航向控制能力需求余量、
Figure FDA0003148622620000063
为滚转控制能力需求余量、(δr)acture为航向预设控制能力、(δr)require,max为各弹道状态点对应的航向控制能力需求的最大值、(δa)acture为滚转预设控制能力、(δa)require,max为各弹道状态点对应的滚转控制能力需求的最大值；
当0<Ir<1且0<Ia<1时，则所述预设飞行器控制能力满足确定的飞行器控制能力需求；
当Ir＝1和/或Ia＝1时，则所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求。
11.根据权利要求10所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，还用于：
若是，则根据所述传统控制策略确定控制能力需求。
12.根据权利要求10或11所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述计算模块，用于：
根据下式确定第一参数和第二参数：
Figure FDA0003148622620000064
Figure FDA0003148622620000065
其中，ACATD为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数、DSOD为横-航向耦合动态航向稳定性参数、
Figure FDA0003148622620000066
为航向静稳定性导数、
Figure FDA0003148622620000067
为滚转静稳定性导数、
Figure FDA0003148622620000068
为航向副翼操纵导数、
Figure FDA0003148622620000069
为滚转副翼操纵导数，α*为各飞行弹道状态点对应的攻角，Iz为Z轴惯量、Ix为X轴惯量。
13.根据权利要求12所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述判断模块，用于：
若所述第一参数>0，则所述飞行弹道状态点采用传统控制策略；
若所述第一参数≤0且所述第二参数>0，则所述飞行弹道状态点不采用传统控制策略。
14.根据权利要求10所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于：
根据耦合控制策略，分别确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数；
对所述弹道状态点对应的配平需求参数、增稳需求参数及机动需求参数求和，确定弹道状态点对应的控制能力需求。
15.根据权利要求14所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure FDA0003148622620000071
其中：Mai *为第i个弹道点的马赫数，αi *为第i个弹道状态点的迎角、βi *为第i个弹道状态点的侧滑角、δai *为第i个弹道状态点的副翼配平值、δei *为第i个弹道状态点的升降舵配平值、δri *为第i个弹道状态点的方向舵配平值，Cl,i为第i个弹道状态点的滚转力矩系数函数，Cm,i为第i个弹道状态点的俯仰力矩系数函数，Cn,i为第i个弹道状态点的偏航力矩系数函数。
16.根据权利要求14所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的增稳需求参数：
Figure FDA0003148622620000072
Figure FDA0003148622620000073
其中，
Figure FDA0003148622620000081
为第i个弹道状态点的副翼增稳舵偏需求值、
Figure FDA0003148622620000082
为第i个弹道状态点的方向舵增稳舵偏需求值、Δβi为第i个弹道状态点的预期飞行中侧滑角、Δωd,i为第i个弹道状态点的预期荷兰滚频率值增加量、
Figure FDA0003148622620000083
为第i个弹道点的偏航方向舵操纵大导数。
17.根据权利要求14所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于根据下式确定所述飞行弹道状态点对应的机动控制需求参数：
Figure FDA0003148622620000084
Figure FDA0003148622620000085
其中，
Figure FDA0003148622620000086
为第i个弹道状态点的副翼机动控制舵偏需求值、
Figure FDA0003148622620000087
为第i个弹道状态点的方向舵机动控制舵偏需求值
Figure FDA0003148622620000088
为第i个弹道状态点的滚转交叉阻尼大导数、
Figure FDA0003148622620000089
为第i个弹道状态点的滚转阻尼大导数、pi为第i个弹道状态点的滚转角速度、ri为第i个弹道状态点的偏航角速度、
Figure FDA00031486226200000810
为第i个弹道状态点的滚转方向舵操纵大导数、
Figure FDA00031486226200000811
为第i个弹道状态点的滚转稳定性大导数、
Figure FDA00031486226200000812
为第i个弹道状态点的航向静稳定性大导数、、Nβ,i为第i个弹道状态点的航向稳定性力矩导数。
18.根据权利要求10所述的飞行器控制能力确定装置，其特征在于，所述第二确定模块，还用于：
若所述预设飞行器控制能力不满足确定的飞行器控制能力需求，则根据下式确定飞行器控制能力评价参数：
Jcontrol＝ωrIr 2+ωaIa 2
其中，Jcontrol为飞行器控制能力评价参数、ωr为航向控制能力评价的权重、ωa为滚转控制能力评价的权重；
根据确定的评价参数调整所述预设飞行器控制能力，得到飞行器控制能力。
19.一种使用如权利要求1～9任一所述的飞行器控制能力确定方法的电子设备，其特征在于，包括存储器及处理器：
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于：
根据飞行器的总体参数、弹道数据和气动数据，计算各飞行弹道状态点对应的第一参数和第二参数，其中所述第一参数为副翼操纵对航向稳定性的耦合影响评价参数，所述第二参数为横航向耦合动态航向稳定性参数；
根据所述第一参数和第二参数，判断所述飞行弹道状态点是否采用传统控制策略；所述传统控制策略为根据传统飞行器设计方法确定的控制策略，即副翼控制滚转角以及方向舵控制航向增稳及消除侧滑；
若否，则根据耦合控制策略确定飞行弹道状态点对应的控制能力需求；
根据所述各弹道状态点对应的控制能力需求，确定飞行器控制能力。
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