CN111695193A - 一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统 - Google Patents

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CN111695193A CN202010394085.1A CN202010394085A CN111695193A CN 111695193 A CN111695193 A CN 111695193A CN 202010394085 A CN202010394085 A CN 202010394085A CN 111695193 A CN111695193 A CN 111695193A
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Abstract

本发明提供了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本发明为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。

Description

一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统
技术领域
本发明涉及气动力数学模型的建模，具体地，涉及一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统。
背景技术
飞行器三维气动力数学模型就是用自变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR描述飞行器承受的气动力和力矩，该三维气动力数学模型用于评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
通常，在飞行器外形基本确定后，先根据外形对称性及一定的数学思想初步给出三维气动力数学模型，然后制定风洞试验项目，通过风洞试验获取气动力数学模型输入(即一系列自变量和应变量的值)，接着将获取的气动力数学模型输入代入初步给出的三维气动力数学模型，以验证该初步给出的三维气动力数学模型，并根据风洞试验数据(即获取的气动力数学模型输入)调整气动力数学模型，最终确定飞行器的三维气动力数学模型。建模采用的数学思想不同，制定的风洞试验项目不同，且风洞试验数据(即气动力数学模型输入)的精度影响最终气动力数学模型的精度。
现有技术中，典型的有两类数学模型：第一类是线性数学模型，对六个自变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR均采用线性插值的方法；第二类是对Φ,δP,δY和δR做泰勒和傅里叶混合展开，而对Ma,αΦ采用线性插值。这两类方法均可以对飞行器在全空域的气动特性进行评估。
这两类模型均不是自变量全局相关形式的函数表达，在利用飞行试验数据来进行模型修正时，不同批次、不同试验目的导致飞行试验数据的多样性和离散性，六个参数高度耦合，必然要求一种全局相关的气动力数学模型来解析描述全空域气动特性，为利用飞行试验数据融合修模提供必要的基础，从而可进一步提高三维气动力数学模型的精度。
专利文献CN108414185A(申请号：201810129236.3)公开了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统。
根据本发明提供的一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法，包括：
步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数(如：Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR)作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
优选地，所述步骤M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
优选地，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure BDA0002486993420000021
横侧向气动分量：
Figure BDA0002486993420000031
其中，F1(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000032
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000033
下标max表示最大值；下标min表示最小值。
优选地，所述步骤M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
优选地，所述步骤M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
根据本发明提供的一种全局相关三维气动力数学模型的建模系统，包括：
模块M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
模块M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
模块M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数(如：Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR)作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
优选地，所述模块M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
优选地，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure BDA0002486993420000041
横侧向气动分量：
Figure BDA0002486993420000042
其中，F1(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000043
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000044
其中，下标max表示最大值；下标min表示最小值。
优选地，所述模块M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
优选地，所述模块M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、在保证与传统方法同样的精度下，建立六个变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR解析形式、全局相关的气动力数学模型建模方法，为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型的持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度；
2、高性能要求下的极限气动特性往往呈现强非线性特质，本发明全局相关的气动力数学模型建模方法可以解析地建立该强非线性气动数学模型，准确刻画控制对象，为各类飞行器性能提升、扩大飞行包线提供技术支持。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为全局相关三维气动力数学模型的建模方法流程图；
图2为本发明实施例中面对称飞行器坐标系定义和舵偏角定义的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
根据本发明提供的一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法，包括：如图1所示，
步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
具体地，所述步骤M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
具体地，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure BDA0002486993420000061
横侧向气动分量：
Figure BDA0002486993420000062
其中，F1(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000063
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000064
下标max表示最大值；下标min表示最小值。
步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，采用包括高斯消去法或最小二乘法求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
具体地，所述步骤M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，采用高斯消去法求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
具体地，所述步骤M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数(如：Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR)作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
根据本发明提供的一种全局相关三维气动力数学模型的建模系统，包括：
模块M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
具体地，所述模块M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
具体地，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure BDA0002486993420000071
横侧向气动分量：
Figure BDA0002486993420000072
其中，F1(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000073
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure BDA0002486993420000074
下标max表示最大值；下标min表示最小值。
模块M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，采用包括高斯消去法或最小二乘法求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
具体地，所述模块M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，采用高斯消去法求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
具体地，所述模块M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
模块M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数(如：Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR)作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
实施例2
实施例2是实施例1的变化例。
在实施例中2：
以下将结合附图2对本发明的全局相关三维气动力数学模型的建模方法作进一步的详细描述。
本发明的全局相关三维气动力数学模型的建模方法包括以下步骤：
(1)基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性推得三维气动力数学模型；
(2)利用风洞试验获取上述气动力数学模型的输入；
(3)利用获取的气动力数学模型的输入求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
现以一具体实施例详细说明本发明的全局相关三维气动力数学模型中法向力系数数学模型的建模方法：
图1所示为面对称飞行器坐标系定义和舵偏角定义的示意图，坐标原点在飞行器的质心，x轴沿弹体中心轴指向来流，y轴为速度矢量在横截面的分量方向，z轴满足右手系。图中，1#舵、3#舵为俯仰舵，2#舵、4#舵为偏航舵，俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角和副翼通道舵偏角按下式计算：
Figure BDA0002486993420000091
Figure BDA0002486993420000092
Figure BDA0002486993420000093
其中，
δ1、δ2、δ3、δ4——分别为1#舵、2#舵、3#舵、4#舵的舵偏。
本实施例的面对称飞行器法向力系数数学模型的建模方法包括以下步骤：
(1)基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性推得法向力系数数学模型，形式如下：
Figure BDA0002486993420000094
其中，ai表示为4个马赫数、5个合成攻角下的切比雪夫多项式，xi表示Φ,δP,δY和δR的展开式，具体公式如下：
Figure BDA0002486993420000095
其中，Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,3,4
Figure BDA0002486993420000096
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,3,4,5
Figure BDA0002486993420000097
其中，下标max表示最大值，下标min表示最小值。
xi表示为Φ,δP,δY和δR的展开式，如下：
x1＝1
x2＝cos(Φ)
x3＝cos(2Φ)
x4＝cos(3Φ)
x5＝cos(4Φ)
x6＝δP+δY
x7＝(δP+δY)cos(Φ)
x8＝-(δP-δY)sin(Φ)
x9＝(δP+δY)cos(2Φ)
x10＝-(δP-δY)sin(2Φ)
x11＝δP 2+δY 2
x12＝δPδY
x13＝(δP 2+δY 2)cos(Φ)
x14＝-(δP 2-δY 2)sin(Φ)
x15＝δPδYcos(Φ)
x16＝(δP 2+δY 2)cos(2Φ)
x17＝δP 3+δY 3
x18＝δPδY(δP+δY)
x19＝(δP 3+δY 3)cos(Φ)
x20＝-(δP 3-δY 3)sin(Φ)
x21＝-δPδY(δP-δY)sin(Φ)
x22＝δP 4+δY 4
x23＝δP 2δY 2
x24＝δPδY(δP 2+δY 2)cos(Φ)
x25＝-(δP 4-δY 4)sin(Φ)
x26＝(δP 4+δY 4)cos(Φ)
x27＝δPδY(δP 2+δY 2)cos(2Φ)
(2)利用风洞试验获取上述气动力数学模型的输入
针对法向力系数数学模型制定风洞试验项目；
先设定自变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR的值，不同自变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR值的组合形成不同的风洞试验项目，一种组合对应一个风洞试验状态，通过风洞试验可获得法向力系数的值，一组自变量Ma,αΦ,Φ,δP,δY和δR的值与其相应的应变量法向力系数的值组成上述气动力数学模型的一组输入。
制定的风洞试验项目为：
表1试验项目
Figure BDA0002486993420000111
(3)利用获取的气动力数学模型的输入，可采用高斯消去法求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
实施例(3)
实施例3是实施例1的变化例。
实施例3是一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法，所述基于三维气动力数学模型的飞行器实现上述任一项所述的方法的步骤。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法，其特征在于，包括：
步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪特性；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
2.根据权利要求1所述的全局相关三维气动力数学模型的建模方法，其特征在于，所述步骤M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
3.根据权利要求2所述的全局相关三维气动力数学模型的建模方法，其特征在于，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure FDA0002486993410000011
横侧向气动分量：
Figure FDA0002486993410000012
其中，F1（Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR）表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2（Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure FDA0002486993410000021
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure FDA0002486993410000022
下标max表示最大值；下标min表示最小值。
4.根据权利要求1所述的全局相关三维气动力数学模型的建模方法，其特征在于，所述步骤M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
5.根据权利要求1所述的全局相关三维气动力数学模型的建模方法，其特征在于，所述步骤M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
6.一种全局相关三维气动力数学模型的建模系统，其特征在于，包括：
模块M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；
模块M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；
模块M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪特征；
所述三维气动力数学模型是在整个飞行包线内，将状态参数作为自变量，描述飞行器承受的气动力和力矩的三维表达形式，用于六自由度系统仿真，评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。
7.根据权利要求6所述的全局相关三维气动力数学模型的建模系统，其特征在于，所述模块M1包括：基于三角函数级数、泰勒级数和切比雪夫级数展开的数学原理及飞行器外形的对称性得到三维气动力数学模型。
8.根据权利要求6所述的全局相关三维气动力数学模型的建模系统，其特征在于，所述三维气动力数学模型包括：
纵向气动分量：
Figure FDA0002486993410000031
横侧向气动分量：
Figure FDA0002486993410000032
其中，F1(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的纵向分量，包括法向力系数、俯仰力矩系数和轴向力系数，轴向力系数不包括摩阻和底阻；F2(Ma,αΦ,Φ,δP,δY,δR)表示飞行器所受气动力的横侧向分量，包括侧向力系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数；aijklrs、bijklrs、cijklrs、dijklrs表示常系数，i、j、k和l均取0,1,2,…；r、s表示1,2,...；∑ijklrs表示对i、j、k、l、r和s所有取值范围进行求和；Ma表示来流马赫数；αΦ表示合成攻角，速度矢量与体轴的夹角；Φ表示气流滚转角，速度矢量在飞行器横截面的分量与选定子午面的夹角；δP表示俯仰通道舵偏角；δY表示偏航通道舵偏角；δR表示滚转通道舵偏角；Tr(x)表示马赫数相关的切比雪夫多项式，计算式如下：
Tr(x)＝cos(r cos-1(x))，r＝1,2,…
Figure FDA0002486993410000033
Ts(y)表示合成攻角相关的切比雪夫多项式，计算式如下
Ts(y)＝cos(s cos-1(y))，s＝1,2,…
Figure FDA0002486993410000034
其中，下标max表示最大值；下标min表示最小值。
9.根据权利要求6所述的全局相关三维气动力数学模型的建模系统，其特征在于，所述模块M2包括：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数。
10.根据权利要求6所述的全局相关三维气动力数学模型的建模系统，其特征在于，所述模块M2包括：根据三维气动力数学模型制定风洞试验项目，再根据制定的风洞试验项目做风洞试验获取三维气动力数学模型的输入。
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