CN109472073B - 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备 - Google Patents

一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备 Download PDF

Info

Publication number
CN109472073B
CN109472073B CN201811279409.6A CN201811279409A CN109472073B CN 109472073 B CN109472073 B CN 109472073B CN 201811279409 A CN201811279409 A CN 201811279409A CN 109472073 B CN109472073 B CN 109472073B
Authority
CN
China
Prior art keywords
interval
aileron
rudder
parameter
state point
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
CN201811279409.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109472073A (zh
Inventor
邵干
袁利平
海尔瀚
蔡巧言
赵大海
郑宏涛
张建英
刘刚
康建斌
李洋
步召杰
石庆峰
郎鹏飞
李然
邱丰
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 CN201811279409.6A priority Critical patent/CN109472073B/zh
Publication of CN109472073A publication Critical patent/CN109472073A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109472073B publication Critical patent/CN109472073B/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本发明公开了一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备，属于飞行器设计技术领域。本发明通过根据各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼‑方向舵交联参数，以根据上述参数将各弹道状态点划分至传统控制策略或耦合控制策略可控区域或非可控区域，并通过调整对应的横航向组合稳定性参数和副翼‑方向舵交联参数，将位于非可控区域内的弹道状态点调整至可控区域，并根据调整后的参数调整初始的气动布局，充分利用耦合可控区间，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

一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备
技术领域
本发明涉及一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备，属于飞行器设计领域。
背景技术
飞行器在设计时先由总体专业和气动专业进行总体原始数据及气动原始数据的设计，得到总体参数、气动参数及预期飞行包线等数据，然后将得到的数据提供给控制专业使控制专业根据上述参数进行控制系统设计。
现有方法，在进行气动布局设计时，常采用传统静稳定性判据来初步及进行气动布局的优化调整。上述气动布局设计方法，主要适用于飞行范围较窄的飞行器，对于飞行空域、速域范围都较大的飞行器而言，采用上述方法需要兼顾全速域、全空域范围内的气动特性，尤其是大马赫数、大迎角状态，所设计飞行器的控制舵面的尺寸很大，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气动布局调整方法及装置，本发明充分挖掘了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：
一种飞行器气动布局调整方法，包括：
获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
在一可选实施例中，所述的根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，包括：
根据下式确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数：
Figure BDA0001847735050000021
Figure BDA0001847735050000022
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure BDA0001847735050000023
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角。
在一可选实施例中，所述的根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，包括：令所述平面坐标系中：
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的区域为第一区间的第一子区间；
0.5≤LDCSP＜1.3且ARIP＜4的区域为第一区间的第二子区间；
-0.5≤LDCSP＜0.5的区域为第二区间；
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP≥3的区域为第三区间的第一子区间；
LDCSP≥0.5且ARIP≥4的区域为第三区间的第二子区间；
LDCSP≥1.3且ARIP＜4的区域为第三区间的第三子区间。
在一可选实施例中，所述的根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，包括：
将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第一区间的各飞行弹道状态点的ARIP减小到小于3；将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第二区间的各飞行弹道状态点的LDCSP增大到大于-0.5且小于0.5；
将位于所述第三区间的第二子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于0.5且大于-0.5；
将位于所述第三区间的第三子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于1.3且大于0.5。
在一可选实施例中，所述的根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局，包括：
当LDCSP减小时，减小航向静稳定性或者增加横向静稳定性；
当LDCSP增大时，增加航向静稳定性或者减小横向静稳定性；
当ARIP减小时，增加航向方向舵操纵导数或减小滚转副翼操纵导数；
当ARIP增大时，减小航向方向舵操纵导数或增加滚转副翼操纵导数。
一种飞行器气动布局调整装置，包括：
获取模块，用于获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
坐标建立模块，用于以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
区域划分模块，用于根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
确定模块，用于根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
调整模块，用于根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
在一可选实施例中，所述获取模块，用于：
根据下式确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数：
Figure BDA0001847735050000041
Figure BDA0001847735050000042
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure BDA0001847735050000043
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角。
在一可选实施例中，所述区域划分模块，用于令所述平面坐标系中：
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的区域为第一区间的第一子区间；
0.5≤LDCSP＜1.3且ARIP＜4的区域为第一区间的第二子区间；
-0.5≤LDCSP＜0.5的区域为第二区间；
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP≥3的区域为第三区间的第一子区间；
LDCSP≥0.5且ARIP≥4的区域为第三区间的第二子区间；
LDCSP≥1.3且ARIP＜4的区域为第三区间的第三子区间。
在一可选实施例中，所述调整模块，用于：
将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第一区间的各飞行弹道状态点的ARIP减小到小于3；将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第二区间的各飞行弹道状态点的LDCSP增大到大于-0.5且小于0.5；
将位于所述第三区间的第二子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于0.5且大于-0.5；
将位于所述第三区间的第三子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于1.3且大于0.5。
在一可选实施例中，所述的根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局，包括：
当LDCSP减小时，减小航向静稳定性或者增加横向静稳定性；
当LDCSP增大时，增加航向静稳定性或者减小横向静稳定性；
当ARIP减小时，增加航向方向舵操纵导数或减小滚转副翼操纵导数；
当ARIP增大时，减小航向方向舵操纵导数或增加滚转副翼操纵导数。
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：
获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
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飞行器气动布局调整方法，通过在得到飞行器初始设计参数后，确定各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据上述参数将各弹道状态点划分至传统控制策略或耦合控制策略可控区域或非可控区域，并通过调整对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，将位于非可控区域内的弹道状态点调整至可控区域，并根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数调整初始的气动布局，本发明充分利用耦合可控区间，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LDCSP可以准确评价横航向耦合运动中横向和航向主要耦合作用的相对大小，ARIP可以准确评价副翼和方向舵对横航向耦合运动控制的相对作用大小，二者综合后可以判断飞行器是否在可控区域。
(3)本发明实施例提供的根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，是经过大量统计得到的边界划分，具有广泛的适用性。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞行器气动布局调整方法流程图；
图2为本发明实施例提供的一种平面坐标系区间划分示意图；
图3为本发明一可选实施例提供的一种飞行器气动布局调整方法流程图；
图4为本发明实施例提供的一种飞行器气动布局调整装置示意图。
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气动布局调整方法，包括：
步骤101：获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
具体地，本发明实施例中，所述的初始设计参数包括弹道数据和气动数据；横航向组合稳定性参数(Lateral-Directional Composite Stability Parameter，LDCSP)可以根据横向静稳定、航向静稳定、弹道攻角等信息确定，副翼-方向舵交联参数(Aileron-RudderInterconnect Parameter，ARIP)可以根据横向操纵导数、航向操纵导数及弹道攻角等信息确定；
步骤102：以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
步骤103：根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
具体地，本发明实施例中，所述传统控制策略中副翼控制滚转角、方向舵控制航向增稳及消除侧滑，所述耦合控制策略在传统控制策略的基础上还包括方向舵控制滚转角和/或副翼控制航向增稳；
步骤104：根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
步骤105：根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
具体地，通过改变LDCSP和ARIP参数，将待调整的弹道状态点调整到与其临近的第一区间或第二区间内；
具体地，可以根据调整后的横航向组合稳定性参数，重新确定横向静稳定、航向静稳定等信息，根据调整后的副翼-方向舵交联参数重新确定横向操纵导数、航向操纵导数等信息，从而实现对初始气动布局的调整。
本发明实施例提供的飞行器气动布局调整方法，通过在得到飞行器初始设计参数后，确定各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据上述参数将各弹道状态点划分至传统控制策略或耦合控制策略可控区域或非可控区域，并通过调整对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，将位于非可控区域内的弹道状态点调整至可控区域，并根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数调整初始的气动布局，本发明充分利用耦合可控区间，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，步骤101所述的根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，包括：
利用式(1)确定飞行弹道状态点对应的配平需求参数：
Figure BDA0001847735050000081
其中：Mai *为第i个弹道状态点的马赫数，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 *可以根据初始设计参数中的弹道数据获得，δai *、δei *及δri *可由公式(1)确定；
利用式(2)求出飞行弹道数据点如下的气动导数：
Figure BDA0001847735050000091
Figure BDA0001847735050000092
Figure BDA0001847735050000093
Figure BDA0001847735050000094
Figure BDA0001847735050000095
Figure BDA0001847735050000096
其中
Figure BDA0001847735050000097
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数。
根据式(3)和(4)对应的弹道状态点的LDCSP和ARIP：
Figure BDA0001847735050000098
/>
Figure BDA0001847735050000099
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure BDA00018477350500000910
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角。
参见图2，步骤103所述的根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，包括：
所述平面坐标系中：-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的区域为第一区间的第一子区间(A1区)；
0.5≤LDCSP＜1.3且ARIP＜4的区域为第一区间的第二子区间(A2区)；
-0.5≤LDCSP＜0.5的区域为第二区间(B区)；
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP≥3的区域为第三区间的第一子区间(C1区)；
LDCSP≥0.5且ARIP≥4的区域为第三区间的第二子区间(C2区)；
LDCSP≥1.3且ARIP＜4的区域为第三区间的第三子区间(C3区)；
步骤105所述的根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，包括：
C1区内各状态点的调整方法：当C1靠近A区时，减小ARIP到小于3，当靠近B区时，增加LDCSP到大于-0.5且小于0.5；
C2区内各状态点的调整方法：向B区调，减小LDCSP到小于0.5且大于-0.5；
C3区内各状态点的调整方法：向A区调，减小LDCSP到小于1.3且大于0.5；
所述的根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局，包括：
当LDCSP减小时，减小航向静稳定性或者增加横向静稳定性；
当LDCSP增大时，增加航向静稳定性或者减小横向静稳定性；
当ARIP减小时，增加航向方向舵操纵导数或减小滚转副翼操纵导数；
当ARIP增大时，减小航向方向舵操纵导数或增加滚转副翼操纵导数。
如图3所示，在一可选实施例中，对于位于第一区间和第二区间内的各飞行弹道状态点的LDCSP及ARIP不作调整。
参见图4，本发明实施例还提供了一种飞行器气动布局调整装置，包括：
获取模块10，用于获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
坐标建立模块20，用于以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
区域划分模块30，用于根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
确定模块40，用于根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
调整模块50，用于根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
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。
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：
获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
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 (9)

1.一种飞行器气动布局调整方法，其特征在于，包括：
获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据下式确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数：
Figure FDA0003973914650000011
Figure FDA0003973914650000012
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure FDA0003973914650000013
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角；
以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
2.根据权利要求1所述的飞行器气动布局调整方法，其特征在于，所述的根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，包括：令所述平面坐标系中：
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的区域为第一区间的第一子区间；
0.5≤LDCSP＜1.3且ARIP＜4的区域为第一区间的第二子区间；
-0.5≤LDCSP＜0.5的区域为第二区间；
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP≥3的区域为第三区间的第一子区间；
LDCSP≥0.5且ARIP≥4的区域为第三区间的第二子区间；
LDCSP≥1.3且ARIP＜4的区域为第三区间的第三子区间。
3.根据权利要求2所述的飞行器气动布局调整方法，其特征在于，所述的根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，包括：
将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第一区间的各飞行弹道状态点的ARIP减小到小于3；将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第二区间的各飞行弹道状态点的LDCSP增大到大于-0.5且小于0.5；
将位于所述第三区间的第二子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于0.5且大于-0.5；
将位于所述第三区间的第三子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于1.3且大于0.5。
4.根据权利要求3所述的飞行器气动布局调整方法，其特征在于，所述的根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局，包括：
当LDCSP减小时，减小航向静稳定性或者增加横向静稳定性；
当LDCSP增大时，增加航向静稳定性或者减小横向静稳定性；
当ARIP减小时，增加航向方向舵操纵导数或减小滚转副翼操纵导数；
当ARIP增大时，减小航向方向舵操纵导数或增加滚转副翼操纵导数。
5.一种飞行器气动布局调整装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
据下式确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数：
Figure FDA0003973914650000031
Figure FDA0003973914650000032
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure FDA0003973914650000033
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角；
坐标建立模块，用于以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
区域划分模块，用于根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
确定模块，用于根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
调整模块，用于根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，以根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
6.根据权利要求5所述的飞行器气动布局调整装置，其特征在于，所述区域划分模块，用于令所述平面坐标系中：
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的区域为第一区间的第一子区间；
0.5≤LDCSP＜1.3且ARIP＜4的区域为第一区间的第二子区间；
-0.5≤LDCSP＜0.5的区域为第二区间；
-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP≥3的区域为第三区间的第一子区间；
LDCSP≥0.5且ARIP≥4的区域为第三区间的第二子区间；
LDCSP≥1.3且ARIP＜4的区域为第三区间的第三子区间。
7.根据权利要求6所述的飞行器气动布局调整装置，其特征在于，所述调整模块，用于：
将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第一区间的各飞行弹道状态点的ARIP减小到小于3；将位于所述第三区间的第一子区间中，且靠近所述第二区间的各飞行弹道状态点的LDCSP增大到大于-0.5且小于0.5；
将位于所述第三区间的第二子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于0.5且大于-0.5；
将位于所述第三区间的第三子区间中的各飞行弹道状态点的LDCSP减小到小于1.3且大于0.5。
8.根据权利要求7所述的飞行器气动布局调整装置，其特征在于，所述的根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局，包括：
当LDCSP减小时，减小航向静稳定性或者增加横向静稳定性；
当LDCSP增大时，增加航向静稳定性或者减小横向静稳定性；
当ARIP减小时，增加航向方向舵操纵导数或减小滚转副翼操纵导数；
当ARIP增大时，减小航向方向舵操纵导数或增加滚转副翼操纵导数。
9.一种电子设备，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：
获取飞行器初始设计参数，并根据所述初始设计参数确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
据下式确定飞行器各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数：
Figure FDA0003973914650000051
Figure FDA0003973914650000052
其中：LDCSP为横航向组合稳定性参数；ARIP为副翼-方向舵交联参数；
Figure FDA0003973914650000053
分别为第i个弹道状态点航向稳定性导数、滚转稳定性导数、航向副翼操纵导数、滚转副翼操纵导数、航向方向舵操纵导数及滚转方向舵操纵导数；αi *为第i个弹道状态点的迎角；
以所述横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数为横纵坐标，建立平面坐标系；
根据预设边界将所述平面坐标系划分成第一区间、第二区间和第三区间，所述第一区间为传统控制策略可控区间，第二区间为耦合控制策略可控区间，第三区间为所述传统控制策略和耦合控制策略均不可控区间；
根据确定的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，确定各飞行弹道状态点所在区间；
根据位于所述第三区间内各飞行弹道状态点与所述第一区间及第二区间的位置关系，调整位于所述第三区间的各飞行弹道状态点对应的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数；
根据调整后的横航向组合稳定性参数和副翼-方向舵交联参数，调整初始气动布局。
CN201811279409.6A 2018-10-30 2018-10-30 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备 Active CN109472073B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811279409.6A CN109472073B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811279409.6A CN109472073B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109472073A CN109472073A (zh) 2019-03-15
CN109472073B true CN109472073B (zh) 2023-03-31

Family

ID=65666231

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811279409.6A Active CN109472073B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109472073B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110850888A (zh) * 2019-11-11 2020-02-28 中国运载火箭技术研究院 无尾布局飞行器横向控制方法、飞行器及存储介质

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104089546A (zh) * 2014-04-29 2014-10-08 北京理工大学 弹体的可变气动布局结构
CN104899365A (zh) * 2015-05-27 2015-09-09 南京航空航天大学 一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法
CN105258916A (zh) * 2015-11-18 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法
CN105752319A (zh) * 2016-02-01 2016-07-13 李苏杭 一种采用全自由度尾翼的固定翼飞机及操纵方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2278167B1 (en) * 2009-07-23 2013-11-13 Q Plus Beheer B.V. Method for operating a pneumatic system and pneumatic system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104089546A (zh) * 2014-04-29 2014-10-08 北京理工大学 弹体的可变气动布局结构
CN104899365A (zh) * 2015-05-27 2015-09-09 南京航空航天大学 一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法
CN105258916A (zh) * 2015-11-18 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法
CN105752319A (zh) * 2016-02-01 2016-07-13 李苏杭 一种采用全自由度尾翼的固定翼飞机及操纵方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
滑翔再入飞行器横侧向耦合姿态控制策略;史丽楠等;《北京航空航天大学学报》;20160131;第42卷(第1期);第120-129页 *
飞机概念设计阶段的控制权限评估;张勇;《飞机设计》;20081031;第28卷(第5期);第1-5，14页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109472073A (zh) 2019-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103395498B (zh) 一种改善飞翼布局飞机横航向飞行品质的上反角优化方法
CN103197682B (zh) 一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法
EP2974955B1 (en) Closed loop control of aircraft control surfaces
CN103558857A (zh) 一种btt飞行器的分布式复合抗干扰姿态控制方法
CN107065539A (zh) 一种飞翼布局飞行器的操纵面故障自适应容错控制方法
CN104503457B (zh) 无人机编队飞行转弯防碰控制方法
CN108089593A (zh) 一种无人直升机航向补偿航线过渡的方法
CN108845581A (zh) 复合四旋翼无人机多模态飞行控制方法
CN109460055B (zh) 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备
CN106647264B (zh) 一种基于控制约束的扩展鲁棒h∞的无人机控制方法
CN109472073B (zh) 一种飞行器气动布局调整方法、装置及电子设备
CN110320927A (zh) 智能变形飞行器的飞行控制方法及系统
CN112009698A (zh) 一种用于高超声速巡航飞行器的返航飞行能量管理方法
CN106970632B (zh) 一种基于冠层涡旋稳态运动的旋翼无人机精准作业方法
CN111176329B (zh) 一种基于风洞试验数据的编队飞行混合性能函数构建方法
CN105223962A (zh) 一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法
CN104656659A (zh) 舰载机滑跃起飞自动飞行控制方法
CN109543250B (zh) 一种外倾双垂尾布局的垂尾及平尾构型设计方法
CN111061296A (zh) 基于气动阻力分析的无人机蜂群编队保持的研究方法
CN102390524B (zh) 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法
CN114906343A (zh) 一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法
CN104808681B (zh) 一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法
CN102393749B (zh) 一种确定多操纵面飞机起飞着陆阶段各操纵面使用优先级的方法
CN109598025B (zh) 一种v形尾翼倾角与面积优化设计方法
CN106647276B (zh) 一种无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法

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