CN112364433B - 一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器设计技术领域，具体是涉及高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，根据设计计算需求给定配平计算的精度，在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。本发明具有全局快速收敛特性，对初始值要求低，算法简单，易于掌握和程序实现。计算过程无需复杂的动力学和运动学方程的计算，减小了迭代计算量，提高了配平效率。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，提高了配平结果的精确度。

Description

一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法

技术领域

本发明属于飞行器设计技术领域，具体是涉及高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法。

背景技术

在飞行器总体性能设计和飞行控制律设计领域，飞行动力学模型配平是各项设计内容的基础，配平结果的正确与否和配平的精度，对飞行器设计有着重要影响。

对于固定翼飞行器来说，飞行器总体性能设计，比如：飞行包线、巡航高度、航程、航时和任务规划等方面的设计或计算，都是以动力学模型的配平计算为基础的；在飞行控制律设计过程中，巡航性能分析、操稳特性分析、控制结构设计、控制参数整定、时频域分析以及鲁棒性分析等工作都与配平计算紧密相关。

一直以来，国内外很多学者对飞行器配平算法进行了大量研究。

传统数值计算方法实质上是求解初值难以确定的多元多次非线性方程组，如牛顿法及其各种改进方法、梯度下降法等。牛顿法的优点是局部收敛速度非常快，但牛顿法在理论上属于局部收敛算法，对初始值有严格的要求，在接近精确解的时候，它是收敛的，且越接近精确解，其收敛速度越快，而在初值远离精确解的时候，它是发散的。梯度下降法属于一阶收敛算法，越靠近目标值步长越小，前进越慢，求解需要很多次迭代。

近年来，遗传算法迅速发展起来，成为优化设计领域的研究热点，它同样也被应用于飞行器配平算法的研究中。遗传算法的优点是具有全局收敛特性、群体搜索能力强、起始寻优速度快，但是遗传算法仍存在后续寻优速度较慢且精度较低的缺陷。

结合牛顿法和遗传算法各自的优点，有学者研究了一种具备全局快速收敛特性的混合遗传算法，该算法实现了传统数值计算方法优点和现代智能计算方法优点的结合，但仍避免不了复杂的非线性方程组的解算过程，而且在实际应用中，要求飞行器设计领域从业者掌握一定的现代智能计算方法，两种算法的结合，使得该方法算法复杂、不易理解掌握和程序实现。

发明内容

为了克服现有方法和技术的不足，本发明提供了一种新的配平方法，本方法具有全局快速收敛特性，对初始值要求低，算法简单，易于掌握和程序实现。计算过程无需进行复杂的动力学和运动学方程的计算，采用邻域搜索法和变步长法，大大减小了迭代计算量，提高了配平效率。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，提高了配平结果的精确度。

本发明采用的技术方案如下：

一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，可以根据设计计算需求给定配平计算的精度，在满足设计计算要求的同时，能够尽可能地提高配平计算速度。在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。

具体包括如下步骤：

S101、配平开始；

S102、输入欲配平状态点的参数：欲配平状态点的参数包括飞行器飞行高度、马赫数和飞行器重量；由于本发明的配平计算过程只涉及力和力矩系数的计算，不涉及角加速度的计算，故配平输入参数不需要包含飞行器的转动惯量；

S103、判断状态点是否在飞行包线内：如果飞行器总体性能提供了飞行器的飞行包线，则根据输入的状态点参数，判断状态点是否处在飞行包线内：如果状态点在飞行包线内，则执行步骤S104；如果状态点在飞行包线外，则执行步骤S116；如果飞行器总体性能未提供飞行器的飞行包线，则跳过步骤S103，执行步骤S104；

S104、输入计算初值和精度：输入配平计算初值，包括迎角A的初值、升降舵偏角DE的初值、油门开度DT的初值、迎角计算步长h1的初值、升降舵偏角计算步长h2的初值、油门开度计算步长h3的初值；迎角A的初值可以是飞行器使用迎角限制范围内的任意值，升降舵偏角DE的初值可以是飞行器升降舵舵面偏转限制范围内的任意值，油门开度DT的初值可以是飞行器使用油门开度限制范围内的任意值。考虑到如果计算步长初值过大，配平量容易超出限制范围，而如果计算步长初值过小，迭代计算的收敛速度会变缓，所以，迎角计算步长h1的初值宜选择飞行器使用迎角限制范围量级的10%左右，升降舵偏角计算步长h2的初值宜选择飞行器舵面偏转限制范围量级的10%左右，油门开度计算步长h3的初值宜选择飞行器使用油门开度限制范围量级的10%左右。输入配平计算精度，包括纵向合力系数计算精度Pz、纵向力矩系数计算精度Pmy、轴向合力系数计算精度Px，可根据气动数据和发动机数据的数据精度，以及实际科学研究或工程实践的需求，来选取配平计算的精度要求；

S105、计算Cz、Cmy、Cx：根据输入的初始迎角A、初始升降舵偏角DE和初始油门开度DT，计算纵向合力系数Cz、纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；纵向合力系数计算公式为Cz=CL+CT×sin(A+fai)-Cg，公式中CL为升力系数，CT为无量纲形式推力，Cg为无量纲形式重力，fai为发动机安装角；推力无量纲形式化公式为CT=T/(Q×S)，公式中T为推力，Q为动压，S为机翼面积；重力无量纲形式化公式为，Cg=G/(Q×S)，公式中G为飞行器重力；纵向力矩系数计算公式为Cmy=Cm+Cm_correct，公式中Cm为气动力产生的俯仰力矩系数，Cm_correct为发动机推力产生的俯仰力矩系数；轴向合力系数计算公式为Cx=CT×cos(A+fai)-CD，公式中，CD为阻力系数；

S106、判断条件“|Cz|<Pz且|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下三个条件是否同时满足：

a）、纵向合力系数Cz的绝对值小于纵向合力系数计算精度Pz；

b）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；

c）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，

如果三个条件同时满足，则执行步骤S117；否则执行步骤S107；

S107、更新迎角和迎角计算步长；

S108、重新计算Cmy、Cx：计算跟新迎角和迎角计算步长后的纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；

S109、判断条件“|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下两个条件是否同时满足：

a）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；

b）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，如果两个条件同时满足，则执行步骤S114；否则执行步骤S110；

S110、更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长；

S111、再次计算Cx：重新计算更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长后的轴向合力系数Cx；

S112、判断条件“|Cx|<Px”是否成立：判断轴向合力系数Cx的绝对值是否满足小于轴向合力系数计算精度Px，如果满足，则执行步骤S115，否则执行步骤S113；

S113、更新油门开度和油门开度计算步长；

S114、再次计算Cz：重新计算更新油门开度和油门开度计算步长后的纵向合力系数Cz；

当步骤S112中的判断条件成立时，执行步骤S115：

S115、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

当出现以下四种情况中的任意一种，则说明状态点超出飞行包线，无法配平，并执行步骤S116，结束配平：

a）、步骤S103中的判断条件不成立；

b）、步骤S201中的判断条件不成立；

c）、步骤S301中的判断条件不成立；

d）、步骤S401中的判断条件不成立；

S116、输出提示：状态点超出飞行包线，无法配平；

当步骤S106中的判断条件成立时，配平成功，执行步骤S117：

S117、输出配平结果；

S118、配平结束。

进一步地，S107具体为：

S201、判断条件“Amin≤A≤Amax”是否成立：判断迎角A是否满足大于最小使用迎角限制Amin且小于最大使用迎角限制Amax，如果满足，则执行步骤S202；否则执行步骤S116；

S202、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S203；否则执行步骤S207；

S203、更新迎角：迎角更新计算公式为A=A_old+h1（这是当纵向合力系数Cz小于零时的迎角更新计算公式），公式中，A_old为上一次计算迎角时得到的值；

S204、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S205、判断条件“Cz>0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否大于零，如果大于零，则执行步骤S206；否则执行步骤S108；

S206、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5，公式中，h1_old为上一次计算迎角计算步长时得到的值；

S207、更新迎角：迎角更新计算公式为A=A_old-h1（这是当纵向合力系数Cz大于零时的迎角更新计算公式）；

S208、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S209、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S210；否则执行步骤S108；

S210、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5。

进一步地，S110具体步骤如下：

S301、判断条件“DEmin≤DE≤DEmax”是否成立：判断升降舵偏角DE是否满足大于最小舵面偏转限制DEmin且小于最大舵面偏转限制DEmax，如果满足，则执行步骤S302；否则执行步骤S115；

S302、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S303；否则执行步骤S307；

S303、更新升降舵偏角：升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old-h2（这是当纵向力矩系数Cmy小于零时的升降舵偏角更新计算公式），公式中，DE_old为上一次计算升降舵偏角时得到的值；

S304、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S305、判断条件“Cmy>0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否大于零，如果大于零，则执行步骤S306；否则执行步骤S111；

S306、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5，公式中，h2_old为上一次计算升降舵偏角计算步长时得到的值；

S307、更新升降舵偏角：升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old+h2（这是当纵向力矩系数Cmy大于零时的升降舵偏角更新计算公式）；

S308、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S309、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S310；否则执行步骤S111；

S310、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5。

进一步地，S113步骤如下：

S401、判断条件“DTmin≤DE≤DTmax”是否成立：判断油门开度DT是否满足大于最小使用油门开度限制DTmin且小于最大使用油门开度限制DTmax，如果满足，则执行步骤S402；否则执行步骤S116；

S402、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S403；否则执行步骤S407；

S403、更新油门开度：油门开度更新计算公式为DT=DT_old+h3（这是当轴向合力系数Cx小于零时的油门开度更新计算公式），公式中，DT_old为上一次计算油门开度时得到的值；

S404、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S405、判断条件“Cx>0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否大于零，如果大于零，则执行步骤S406；否则执行步骤S112；

S406、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5，公式中，h3_old为上一次计算油门开度计算步长时得到的值；

S407、更新油门开度：油门开度更新计算公式为DT=DT_old-h3（这是当轴向合力系数Cx大于零时的油门开度更新计算公式）；

S408、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S409、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S410；否则执行步骤S112；

S410、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5。

本申请的优点在于：

1）算法简单。本发明公开的方法不需要进行复杂的动力学和运动学方程的计算，算法简单，编写程序段即可实现配平计算，不需要依赖Matlab等大型通用软件。

2）配平效率高。本发明的配平算法采用三层嵌套循环结构，采用邻域搜索法和变步长法，极大地提高了配平算法的计算速度。另外，还可根据实际的设计或者分析需求，调整配平计算的精度要求，这样就能在满足科学研究或工程实践的精度要求的前提下尽可能地提高配平效率，比如对于低速飞机可以选择较低的精度要求，而对于高速飞机或者飞航式导弹，则选择较高的精度要求，以便在满足设计对精度要求的前提下，获得最快的配平求解速度；

3）配平精度高。配平计算中所有参数均以无量纲形式进行计算，这样就可以根据气动数据和发动机数据的数据精度来选取配平计算的精度要求，比如飞行器由CFD计算或者风洞试验测得的气动数据精度为，发动机试车测量得到的推力数据精度为，那么配平计算的精度要求就可以选为，即Pz=Pmy=Px=，这样就可以在保证计算结果真实可靠的前提下获得最大的配平精度。相比之下，利用合力、合力矩、加速度或者角加速度进行配平求解的方法，则不能通过力或者加速度的大小反映出飞行器气动数据和发动机数据的精度大小，从而使得配平计算无法达到可能实现的最大精度，或者配平计算结果的精度是无意义的。另外，由于本发明的配平计算过程只涉及力和力矩系数的计算，不涉及角加速度的计算，故飞行器的转动惯量不参与计算，而转动惯量通常是由有限个测量值或计算值经过线性插值计算得到的，线性插值计算作为一种简单的数据处理方法，插值结果与真实情况本身存在一定偏差，导致通过角速率求解平衡的方法有一定误差，显然，本发明提供的方法避开了这一误差；

4）适用范围广。从飞行速度看，本发明提供的方法不仅适用于低速飞机，也适用于高速飞机；从飞行器类型看，本发明公开的方法不仅适用于固定翼飞机，也适用于以吸气式发动机为动力的飞航式导弹。

附图说明

图1是配平计算的流程图。

图2是更新迎角和迎角计算步长的流程图，是图1中步骤S107的详细流程。

图3是更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长的流程图，是图1中步骤S110的详细流程。

图4是更新油门开度和油门开度计算步长的流程图，是图1中步骤S113的详细流程。

图5是配平迎角计算过程及结果。

图6是配平升降舵偏角计算过程及结果。

图7是配平油门开度计算过程及结果。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“竖直”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

根据飞行器的气动数据、发动机数据、飞行器重量与质心位置的关系表，用线性插值方法建立飞行器动力学模型。

飞行器配平计算通常是指：给定或者已知飞行器飞行高度、马赫数和飞行器重量，求解使飞行器能够进行等速水平直线飞行的配平迎角、配平升降舵偏角和配平发动机油门开度。

本发明提供的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，能够根据输入的飞行器飞行高度、马赫数和飞行器重量，迅速求解配平结果，并且具有较高的计算精度。

配平计算的过程实际上是在搜索能够使飞行器达到动力学平衡状态的迎角、升降舵偏角和油门开度，数值计算不可能得到使飞行器处于绝对平衡状态的理想配平解，只能在满足给定的计算精度的条件下，求解出一组近似配平解，而这样的近似解已经能够满足工程实践的要求。另外，不同的设计或计算需求对配平计算的精度要求是不一样的：在飞行器总体性能设计中，对配平计算的精度要求会低一些；在飞行控制律设计中，对配平计算的精度要求会相对高一些；而且，随着飞行器飞行速度的提高，配平计算的精度要求也随之提高；一般而言，高速飞行器的配平计算精度要求要比低速飞行器高。

本发明的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，可以根据设计计算需求给定配平计算的精度，在满足设计计算要求的同时，能够尽可能地提高配平计算速度。在配平计算时，每计算一步，都用计算值与给定精度进行比较，如果计算值满足精度要求，则结束配平计算，并将该步计算的迎角、升降舵偏角和油门开度作为配平结果；如果计算值不满足精度要求，则继续进行迭代计算，直到满足精度要求或者计算过程中判断出所给状态点处于飞行包线之外。

选择与精度要求进行比较的计算值为：纵向合力系数的绝对值、纵向力矩系数的绝对值和轴向合力系数的绝对值。

由于飞行器配平计算考虑的是纵向平面内的动力学平衡，即纵向平面内两个垂直方向的合力平衡和纵向力矩平衡，于是可选取配平计算精度要求为：纵向合力系数计算精度、纵向力矩系数计算精度、轴向合力系数计算精度。通过控制这三个计算精度值，就可以控制配平计算结果的精度。

配平计算前，需要给定迎角、升降舵偏角和油门开度的搜索起点，即初值以及这三个参数的计算步长初值：迎角计算步长初值、升降舵偏角计算步长初值和油门开度计算步长初值。

配平算法采用邻域搜索法和变步长法。

邻域搜索法在本发明中具体为：当某一步计算得到的纵向合力系数小于零，则迎角增加一个计算步长；而当某一步计算得到的纵向合力系数大于零，则迎角减少一个计算步长。这样，就使得每一步计算过后，迎角都能进一步接近最终的配平值。相似的，当某一步计算得到的纵向力矩系数小于零，则升降舵偏角减少一个计算步长；而当某一步计算得到的纵向力矩系数大于零，则升降舵偏角增加一个计算步长。当某一步计算得到的轴向合力系数小于零，则油门开度增加一个计算步长；而当某一步计算得到的轴向合力系数大于零，则油门开度减少一个计算步长。

变步长法在本发明中具体为：当前后相邻两步计算得到的纵向合力系数反号（某一步计算得到的纵向合力系数小于零，而紧接着的下一步计算得到的纵向合力系数大于零；或者，某一步计算得到的纵向合力系数大于零，而紧接着的下一步计算得到的纵向合力系数小于零），则迎角计算步长折半；当前后相邻两步计算得到的纵向合力系数同号，则迎角计算步长保持不变；当前后相邻两步计算得到的纵向力矩系数反号（某一步计算得到的纵向力矩系数小于零，而紧接着的下一步计算得到的纵向力矩系数大于零；或者，某一步计算得到的纵向力矩系数大于零，而紧接着的下一步计算得到的纵向力矩系数小于零），则升降舵偏角计算步长折半；当前后相邻两步计算得到的纵向力矩系数同号，则升降舵偏角计算步长保持不变；当前后相邻两步计算得到的轴向合力系数反号（某一步计算得到的轴向合力系数小于零，而紧接着的下一步计算得到的轴向合力系数大于零；或者，某一步计算得到的轴向合力系数大于零，而紧接着的下一步计算得到的轴向合力系数小于零），则油门开度计算步长折半；当前后相邻两步计算得到的轴向合力系数同号，则油门开度计算步长保持不变。

如图1所示，本发明的配平算法采用三层嵌套循环结构。最内层循环迭代更新油门开度和油门开度计算步长，中间层循环迭代更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长，最外层循环迭代更新迎角和迎角计算步长。

如图1所示，配平开始后，输入欲配平状态点的参数，判断状态点是否满足步骤S103中的判断条件，如果不满足步骤S103中的判断条件，说明状态点超出飞行包线，执行步骤S116，结束配平；如果满足步骤S103中的判断条件，则执行步骤S104和步骤S105。接着判断步骤S106中的条件是否成立，如果成立，说明配平成功，执行步骤S117，结束配平；如果步骤S106中的条件不成立，则执行最外层循环的循环体，即步骤S107和步骤S108。然后判断步骤S109中的条件是否成立，如果成立，则经过步骤S114后，又回到步骤S106；如果步骤S109中的条件不成立，则执行中间层循环的循环体，即步骤S110和步骤S111。再判断步骤S112中的条件是否成立，如果成立，则经过步骤S115后，又回到步骤S109；如果步骤S112中的条件不成立，则执行最内层循环的循环体，即步骤S113。如此往复执行三层嵌套循环结构，直至满足步骤S106中的判断条件时推出循环结构。

图1-图4显示了本发明的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法的完整的算法流程图，配平计算通过如下步骤实现：

S101、配平开始；

S102、输入欲配平状态点的参数：欲配平状态点的参数包括飞行器飞行高度、马赫数和飞行器重量。由于本发明的配平计算过程只涉及力和力矩系数的计算，不涉及角加速度的计算，故配平输入参数不需要包含飞行器的转动惯量；

S103、判断状态点是否在飞行包线内：如果飞行器总体性能提供了飞行器的飞行包线，则根据输入的状态点参数，判断状态点是否处在飞行包线内：如果状态点在飞行包线内，则执行步骤S104；如果状态点在飞行包线外，则执行步骤S116。如果飞行器总体性能未提供飞行器的飞行包线，则跳过步骤S103，执行步骤S104；

S104、输入计算初值和精度：输入配平计算初值，包括迎角A的初值、升降舵偏角DE的初值、油门开度DT的初值、迎角计算步长h1的初值、升降舵偏角计算步长h2的初值、油门开度计算步长h3的初值。迎角A的初值可以是飞行器使用迎角限制范围内的任意值，升降舵偏角DE的初值可以是飞行器升降舵舵面偏转限制范围内的任意值，油门开度DT的初值可以是飞行器使用油门开度限制范围内的任意值。考虑到如果计算步长初值过大，配平量容易超出限制范围，而如果计算步长初值过小，迭代计算的收敛速度会变缓，所以，迎角计算步长h1的初值宜选择飞行器使用迎角限制范围量级的10%左右，升降舵偏角计算步长h2的初值宜选择飞行器舵面偏转限制范围量级的10%左右，油门开度计算步长h3的初值宜选择飞行器使用油门开度限制范围量级的10%左右。输入配平计算精度，包括纵向合力系数计算精度Pz、纵向力矩系数计算精度Pmy、轴向合力系数计算精度Px，可根据气动数据和发动机数据的数据精度，以及实际科学研究或工程实践的需求，来选取配平计算的精度要求；

S105、计算Cz、Cmy、Cx：根据输入的初始迎角A、初始升降舵偏角DE和初始油门开度DT，计算纵向合力系数Cz、纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx。纵向合力系数计算公式为Cz=CL+CT×sin(A+fai)-Cg，公式中CL为升力系数，CT为无量纲形式推力，Cg为无量纲形式重力，fai为发动机安装角。推力无量纲形式化公式为CT=T/(Q×S)，公式中T为推力，Q为动压，S为机翼面积；重力无量纲形式化公式为，Cg=G/(Q×S)，公式中G为飞行器重力；纵向力矩系数计算公式为Cmy=Cm+Cm_correct，公式中Cm为气动力产生的俯仰力矩系数，Cm_correct为发动机推力产生的俯仰力矩系数；轴向合力系数计算公式为Cx=CT×cos(A+fai)-CD，公式中，CD为阻力系数；

S106、判断条件“|Cz|<Pz且|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下三个条件是否同时满足：a）、纵向合力系数Cz的绝对值小于纵向合力系数计算精度Pz；b）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；c）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，如果三个条件同时满足，则执行步骤S117；否则执行步骤S107；

S107、更新迎角和迎角计算步长；

更新迎角和迎角计算步长的详细步骤如下：

S201、判断条件“Amin≤A≤Amax”是否成立：判断迎角A是否满足大于最小使用迎角限制Amin且小于最大使用迎角限制Amax，如果满足，则执行步骤S202；否则执行步骤S116；

S202、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S203；否则执行步骤S207；

S203、更新迎角：迎角更新计算公式为A=A_old+h1（这是当纵向合力系数Cz小于零时的迎角更新计算公式），公式中，A_old为上一次计算迎角时得到的值；

S204、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S205、判断条件“Cz>0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否大于零，如果大于零，则执行步骤S206；否则执行步骤S108；

S206、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5，公式中，h1_old为上一次计算迎角计算步长时得到的值；

S207、更新迎角：迎角更新计算公式为A=A_old-h1（这是当纵向合力系数Cz大于零时的迎角更新计算公式）；

S208、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S209、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S210；否则执行步骤S108；

S210、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5；

更新迎角和迎角计算步长后，接着执行如下步骤：

S108、计算Cmy、Cx：计算纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；

S109、判断条件“|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下两个条件是否同时满足：a）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；b）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，如果两个条件同时满足，则执行步骤S114；否则执行步骤S110；

S110、更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长；

更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长的详细步骤如下：

S301、判断条件“DEmin≤DE≤DEmax”是否成立：判断升降舵偏角DE是否满足大于最小舵面偏转限制DEmin且小于最大舵面偏转限制DEmax，如果满足，则执行步骤S302；否则执行步骤S115；

S302、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S303；否则执行步骤S307；

S303、更新升降舵偏角：升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old-h2（这是当纵向力矩系数Cmy小于零时的升降舵偏角更新计算公式），公式中，DE_old为上一次计算升降舵偏角时得到的值；

S304、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S305、判断条件“Cmy>0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否大于零，如果大于零，则执行步骤S306；否则执行步骤S111；

S306、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5，公式中，h2_old为上一次计算升降舵偏角计算步长时得到的值；

S307、更新升降舵偏角：升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old+h2（这是当纵向力矩系数Cmy大于零时的升降舵偏角更新计算公式）；

S308、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S309、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S310；否则执行步骤S111；

S310、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5；

更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长后，接着执行如下步骤：

S111、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S112、判断条件“|Cx|<Px”是否成立：判断轴向合力系数Cx的绝对值是否满足小于轴向合力系数计算精度Px，如果满足，则执行步骤S115，否则执行步骤S113；

S113、更新油门开度和油门开度计算步长；

更新油门开度和油门开度计算步长的详细步骤如下：

S401、判断条件“DTmin≤DE≤DTmax”是否成立：判断油门开度DT是否满足大于最小使用油门开度限制DTmin且小于最大使用油门开度限制DTmax，如果满足，则执行步骤S402；否则执行步骤S116；

S402、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S403；否则执行步骤S407；

S403、更新油门开度：油门开度更新计算公式为DT=DT_old+h3（这是当轴向合力系数Cx小于零时的油门开度更新计算公式），公式中，DT_old为上一次计算油门开度时得到的值；

S404、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S405、判断条件“Cx>0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否大于零，如果大于零，则执行步骤S406；否则执行步骤S112；

S406、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5，公式中，h3_old为上一次计算油门开度计算步长时得到的值；

S407、更新油门开度：油门开度更新计算公式为DT=DT_old-h3（这是当轴向合力系数Cx大于零时的油门开度更新计算公式）；

S408、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S409、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S410；否则执行步骤S112；

S410、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5；

更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长后，返回执行步骤S112；

当步骤S109中的判断条件成立时，执行步骤S114：

S114、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

当步骤S112中的判断条件成立时，执行步骤S115：

S115、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

当出现以下四种情况中的任意一种，则说明状态点超出飞行包线，无法配平，并执行步骤S116，结束配平：

a）、步骤S103中的判断条件不成立；

b）、步骤S201中的判断条件不成立；

c）、步骤S301中的判断条件不成立；

d）、步骤S401中的判断条件不成立；

S116、输出提示：状态点超出飞行包线，无法配平；

当步骤S106中的判断条件成立时，配平成功，执行步骤S117：

S117、输出配平结果；

S118、配平结束。

实施例2

本实施例中，将本发明提出的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法应用于一常规布局的中等展弦比固定翼飞机的动力学模型配平计算中。

如图5-7所示，是飞行高度为3千米、马赫数为0.3、飞机飞行器重量为30000N的状态点的配平计算过程及结果，迎角计算初始值为1度，迎角计算初始步长为1度；升降舵偏角计算初始值为-4度，升降舵偏角计算初始步长为1度；油门开度计算初始值为0.9，油门开度计算初始步长为0.1；配平计算精度选择：纵向合力系数计算精度Pz为 、纵向力矩系数计算精度Pmy为 、轴向合力系数计算精度Px为 。最内层循环计算的迭代计算次数为454，油门开度配平计算结果为0.696094，油门开度计算最终步长为0.000781；中间层循环计算的迭代计算次数为122，升降舵偏角配平计算结果为-2.390625度，升降舵偏角计算最终步长为0.007813度；最外层循环计算的迭代计算次数为18，迎角配平计算结果为2.349609度，迎角计算最终步长为0.001953度。

由本实施例可以看出，在满足配平精度要求的前提下，可以成功进行配平计算，迭代计算次数为五百余次，计算量小。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，其特征在于：包括输入欲配平状态点的参数，所述输入欲配平状态点的参数包括：飞行高度、速度和飞行器重量；输入配平计算初值，所述配平计算初值包括：迎角A、升降舵偏角DE、油门开度DT、迎角计算步长h1、升降舵偏角计算步长h2、油门开度计算步长h3；输入配平计算精度，所述配平计算精度包括：纵向合力系数计算精度Pz、纵向力矩系数计算精度Pmy、轴向合力系数计算精度Px；根据输入的高度、速度和飞行器重量，以及迭代更新的迎角A、升降舵偏角DE、油门开度DT、迎角计算步长h1、升降舵偏角计算步长h2、油门开度计算步长h3，计算纵向合力系数Cz、纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；计算值与给定配平计算精度进行比较，所述计算值包括：纵向合力系数的绝对值|Cz|、纵向力矩系数的绝对值|Cmy|、轴向合力系数的绝对值|Cx|；更新配平量，所述配平量包括：迎角A、升降舵偏角DE、油门开度DT；更新计算步长，所述计算步长包括：迎角计算步长h1、升降舵偏角计算步长h2、油门开度计算步长h3；配平算法结构为三层嵌套循环结构；配平值搜索计算采用邻域搜索法和变步长法；

具体步骤为：

S101、配平开始；

S102、输入欲配平状态点的参数：欲配平状态点的参数包括飞行器飞行高度、马赫数和飞行器重量；

S103、判断状态点是否在飞行包线内：如果飞行器总体性能提供了飞行器的飞行包线，则根据输入的状态点参数，判断状态点是否处在飞行包线内：如果状态点在飞行包线内，则执行步骤S104；如果状态点在飞行包线外，则执行步骤S116；如果飞行器总体性能未提供飞行器的飞行包线，则跳过步骤S103，执行步骤S104；

S104、输入计算初值和精度：输入配平计算初值，包括迎角A的初值、升降舵偏角DE的初值、油门开度DT的初值、迎角计算步长h1的初值、升降舵偏角计算步长h2的初值、油门开度计算步长h3的初值；输入配平计算精度，包括纵向合力系数计算精度Pz、纵向力矩系数计算精度Pmy、轴向合力系数计算精度Px；

S105、计算Cz、Cmy、Cx：根据输入的初始迎角A、初始升降舵偏角DE和初始油门开度DT，计算纵向合力系数Cz、纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；纵向合力系数计算公式为Cz=CL+CT×sin(A+fai)-Cg，公式中CL为升力系数，CT为无量纲形式推力，Cg为无量纲形式重力，fai为发动机安装角；推力无量纲形式化公式为CT=T/(Q×S)，公式中T为推力，Q为动压，S为机翼面积；重力无量纲形式化公式为，Cg=G/(Q×S)，公式中G为飞行器重力；纵向力矩系数计算公式为Cmy=Cm+Cm_correct，公式中Cm为气动力产生的俯仰力矩系数，Cm_correct为发动机推力产生的俯仰力矩系数；轴向合力系数计算公式为Cx=CT×cos(A+fai)-CD，公式中，CD为阻力系数；

S106、判断条件“|Cz|<Pz且|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下三个条件是否同时满足：

a）、纵向合力系数Cz的绝对值小于纵向合力系数计算精度Pz；

b）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；

c）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，

如果三个条件同时满足，则执行步骤S117；否则执行步骤S107；

S107、更新迎角和迎角计算步长；

S108、重新计算Cmy、Cx：计算跟新迎角和迎角计算步长后的纵向力矩系数Cmy和轴向合力系数Cx；

S109、判断条件“|Cmy|<Pmy且|Cx|<Px”是否成立：判断以下两个条件是否同时满足：

a）、纵向力矩系数Cmy的绝对值小于纵向力矩系数计算精度Cmy；

b）、轴向合力系数Cx的绝对值小于轴向合力系数计算精度Px，如果两个条件同时满足，则执行步骤S114；否则执行步骤S110；

S110、更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长；

S111、再次计算Cx：重新计算更新升降舵偏角和升降舵偏角计算步长后的轴向合力系数Cx；

S112、判断条件“|Cx|<Px”是否成立：判断轴向合力系数Cx的绝对值是否满足小于轴向合力系数计算精度Px，如果满足，则执行步骤S115，否则执行步骤S113；

S113、更新油门开度和油门开度计算步长；

S114、再次计算Cz：重新计算更新油门开度和油门开度计算步长后的纵向合力系数Cz；

当步骤S112中的判断条件成立时，执行步骤S115：

S115、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

当出现以下四种情况中的任意一种，则说明状态点超出飞行包线，无法配平，并执行步骤S116，结束配平：

a）、步骤S103中的判断条件不成立；

b）、步骤S201中的判断条件不成立；

c）、步骤S301中的判断条件不成立；

d）、步骤S401中的判断条件不成立；

S116、输出提示：状态点超出飞行包线，无法配平；

当步骤S106中的判断条件成立时，配平成功，执行步骤S117：

S117、输出配平结果；

S118、配平结束。

2.根据权利要求1所述的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，其特征在于：S107具体为：

S201、判断条件“Amin≤A≤Amax”是否成立：判断迎角A是否满足大于最小使用迎角限制Amin且小于最大使用迎角限制Amax，如果满足，则执行步骤S202；否则执行步骤S116；

S202、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S203；否则执行步骤S207；

S203、更新迎角：当纵向合力系数Cz小于零时的迎角更新计算公式为A=A_old+h1，公式中，A_old为上一次计算迎角时得到的值；

S204、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S205、判断条件“Cz>0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否大于零，如果大于零，则执行步骤S206；否则执行步骤S108；

S206、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5，公式中，h1_old为上一次计算迎角计算步长时得到的值；

S207、更新迎角：当纵向合力系数Cz大于零时的迎角更新计算公式为A=A_old-h1；

S208、计算Cz：计算纵向合力系数Cz；

S209、判断条件“Cz<0”是否成立：判断纵向合力系数Cz是否小于零，如果小于零，则执行步骤S210；否则执行步骤S108；

S210、更新迎角计算步长：迎角计算步长更新公式为h1=h1_old×0.5。

3.根据权利要求1所述的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，其特征在于：

S110具体步骤如下：

S301、判断条件“DEmin≤DE≤DEmax”是否成立：判断升降舵偏角DE是否满足大于最小舵面偏转限制DEmin且小于最大舵面偏转限制DEmax，如果满足，则执行步骤S302；否则执行步骤S115；

S302、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S303；否则执行步骤S307；

S303、更新升降舵偏角：当纵向力矩系数Cmy小于零时的升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old-h2，公式中，DE_old为上一次计算升降舵偏角时得到的值；

S304、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S305、判断条件“Cmy>0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否大于零，如果大于零，则执行步骤S306；否则执行步骤S111；

S306、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5，公式中，h2_old为上一次计算升降舵偏角计算步长时得到的值；

S307、更新升降舵偏角：当纵向力矩系数Cmy大于零时的升降舵偏角更新计算公式为DE=DE_old+h2；

S308、计算Cmy：计算纵向力矩系数Cmy；

S309、判断条件“Cmy<0”是否成立：判断纵向力矩系数Cmy是否小于零，如果小于零，则执行步骤S310；否则执行步骤S111；

S310、更新升降舵偏角计算步长：升降舵偏角计算步长更新公式为h2=h2_old×0.5。

4.根据权利要求1所述的一种高效的固定翼飞行器飞行动力学模型配平方法，其特征在于：S113步骤如下：

S401、判断条件“DTmin≤DE≤DTmax”是否成立：判断油门开度DT是否满足大于最小使用油门开度限制DTmin且小于最大使用油门开度限制DTmax，如果满足，则执行步骤S402；否则执行步骤S116；

S402、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S403；否则执行步骤S407；

S403、更新油门开度：当轴向合力系数Cx小于零时的油门开度更新计算公式为DT=DT_old+h3，公式中，DT_old为上一次计算油门开度时得到的值；

S404、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S405、判断条件“Cx>0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否大于零，如果大于零，则执行步骤S406；否则执行步骤S112；

S406、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5，公式中，h3_old为上一次计算油门开度计算步长时得到的值；

S407、更新油门开度：当轴向合力系数Cx大于零时的油门开度更新计算公式为DT=DT_old-h3；

S408、计算Cx：计算轴向合力系数Cx；

S409、判断条件“Cx<0”是否成立：判断轴向合力系数Cx是否小于零，如果小于零，则执行步骤S410；否则执行步骤S112；

S410、更新油门开度计算步长：油门开度计算步长更新公式为h3=h3_old×0.5。

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