CN113392599B - 一种弹性飞行器动响应的确定方法 - Google Patents

一种弹性飞行器动响应的确定方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞行器仿真技术领域，特别涉及一种弹性飞行器动响应的确定方法。该方法包括步骤S1、确定当前时刻飞行器的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩；步骤S2、根据突风速度确定飞行器弹性振动的模态坐标动响应；步骤S3、根据所述模态坐标动响应确定由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量；步骤S4、基于所述刚体气动力修正量对步骤S1中的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩进行修正，获得修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩；步骤S5、根据修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩对飞行器进行动响应求解，基于求解结果更新下一时刻的气动迎角、升降舵偏度及突风速度，返回步骤S1进行迭代计算，直至仿真结束。本申请提高了仿真精度。

Description

一种弹性飞行器动响应的确定方法
技术领域
本申请属于飞行器仿真技术领域，特别涉及一种弹性飞行器动响应的确定方法。
背景技术
动态响应一般是指控制系统在典型输入信号的作用下，其输出量从初始状态到最终状态的响应。
弹性飞行器动响应的确定方法主要集中于刚弹耦合建模技术方面，在实施过程中，传统的做法需要将刚体非线性动力学方程进行小扰动线化，这就破坏了刚体飞行动力学方程的非线性特点，且不利于动力学建模与仿真。
发明内容
为了解决上述技术问题，本申请提供了一种弹性飞行器动响应的确定方法，包括：
步骤S1、确定当前时刻飞行器的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩；
步骤S2、根据突风速度确定飞行器弹性振动的模态坐标动响应；
步骤S3、根据所述模态坐标动响应确定由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量；
步骤S4、基于所述刚体气动力修正量对步骤S1中的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩进行修正，获得修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩；
步骤S5、根据修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩对飞行器进行动响应求解，基于求解结果更新下一时刻的气动迎角、升降舵偏度及突风速度，返回步骤S1进行迭代计算，直至仿真结束，输出仿真结果。
优选的是，步骤S1进一步包括：
步骤S11、确定当前时刻飞行器的刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数；
步骤S12、确定飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度；
步骤S13、根据刚体飞行器的阻力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定刚体气动阻力；根据升力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定升力；根据俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度确定俯仰力矩。
优选的是，步骤S11中，根据当前时刻飞行器的飞行马赫数、飞行器的气动迎角、升降舵操纵偏度，采用飞行器气动特性数据插值获得刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数及俯仰阻尼系数。
优选的是，步骤S12中，首先根据飞行器飞行高度确定当前高度上的音速及大气密度，之后根据音速及大气密度确定飞行器的速压。
优选的是，步骤S1之前，进一步包括进行飞行器1g配平，获得飞行器配平迎角及配平升降舵偏度。
优选的是，步骤S2包括：
步骤S21、获取飞行器的弹性模态矩阵；
步骤S22、根据所述弹性模态矩阵确定飞行器的广义质量矩阵M、广义阻尼矩阵C、广义刚度矩阵K、弹性振动引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA0003122547360000021
突风引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA0003122547360000022
以及升降舵偏转引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA0003122547360000023
步骤S23、根据公式确定所述模态坐标动响应：
Figure BDA0003122547360000024
其中，Q为飞行器速压，ξ为模态坐标位移；
Figure BDA0003122547360000025
为模态坐标速度；
Figure BDA0003122547360000026
为模态坐标加速度，wg为突风速度。
优选的是，步骤S3包括：
步骤S31、获取飞行器的弹性模态矩阵；
步骤S32、根据所述弹性模态矩阵确定确定弹性振动引起的升力系数矩阵及弹性振动引起的俯仰力矩系数矩阵；
步骤S33、根据所述升力系数矩阵、飞行器速压及所述模态坐标动响应确定升力修正量；根据所述俯仰力矩系数矩阵、飞行器速压及所述模态坐标动响应确定俯仰力矩修正量。
优选的是，步骤S5中，进行动响应求解包括：
步骤S51、根据飞行器的气动阻力及升力确定气动力在X轴、Z轴上的投影；
步骤S52、基于四阶龙格-库塔法进行动响应求解，获取飞行器速度在体轴系X轴、Z轴上的投影、飞行器俯仰角速度以及飞行器的俯仰角。
本申请提出了一种用于非线性刚体动力学方程和弹性飞行器非定常气动力计算模块耦合的新方法，简化了弹性飞行器仿真流程，提高了仿真精度。
附图说明
图1是本申请弹性飞行器动响应的确定方法的一优选实施例的流程图。
图2是本申请图1所示实施例的飞行器质心加速度动响应图。
图3是本申请图1所示实施例的飞行器右侧翼尖加速度动响应图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请涉及对弹性飞行器动响应确定方法的改进，可以用于刚体飞行器飞行动力学动响应仿真，也可以用于弹性飞行器动力学动响应仿真。本申请直接采用刚体非线性动力学方程，考虑弹性模态振动对刚体气动力的修正，进行弹性飞行器动响应的确定。
本申请的工作原理是：
本申请采取以下措施简化移动风场环境中的飞行器动响应的确定流程、提高载荷确定精度和动响应确定精度：
(1)根据飞行器刚体气动特性数据，插值、计算飞行器的刚体气动力；
(2)计算飞行器的弹性振动，得到弹性飞行器模态坐标响应，进而计算飞行器的弹性变形引起的气动力修正量；
(3)综合上述两项气动力，获得弹性飞行器的气动力，求解飞行器的动响应。
本申请弹性飞行器动响应的确定方法，如图1所示，主要包括：
1.1、计算参数初始化：输入飞行器飞行高度H、飞行器飞行速度VA(对应飞行马赫数M)、飞行器质量m、飞行器气动特性数据。例如在一个具体实施例中，输入飞行器飞行高度为1500m、飞行器飞行速度为200.7m/s(对应飞行马赫数为0.6)，飞行器质量为80t、飞行器气动特性数据。
1.2、根据步骤1.1中的飞行器飞行高度H计算出当前高度上的音速VS、大气密度ρ，进而计算飞行器的速压Q，如公式(1)所示：
Figure BDA0003122547360000041
根据步骤1.1中的飞行器飞行高度1500m，计算出当前高度上的大气密度为1.0581kg/m3，根据步骤1中的飞行速度，采用公式(1)计算飞行器的速压Q为21310Pa。
1.3、飞行器1g配平计算：采用步骤1.1中的飞行器飞行高度H、飞行器质量m、飞行器气动特性数据，对飞行器进行1g配平，得到飞行器配平迎角αtrim、配平升降舵偏度δetrim；例如采用步骤1中的飞行器飞行高度H、飞行器质量m、飞行器气动特性数据，对飞行器进行1g配平，得到飞行器配平迎角αtrim为1.2°、配平升降舵偏度δetrim为-2.3°。
1.4、飞行器刚体气动力计算：根据当前时刻飞行器的飞行马赫数M、飞行器的气动迎角α、升降舵操纵偏度δe，采用飞行器气动特性数据插值获得刚体飞行器的阻力系数CDr、升力系数CLr、俯仰力矩系数Cmyr、俯仰阻尼系数Cmq，如公式(2)所示：
Figure BDA0003122547360000042
本实施例不对升降舵进行操纵，仅对飞行器施加“1-cos”离散突风，突风最大速度为10m/s，波长为120m。
计算飞行器的刚体气动阻力Dr、升力Lr、俯仰力矩mr，计算公式如(3)所示：
Figure BDA0003122547360000051
其中，S为飞行器的参考面积；c为平均气动弦长。本实施例中，飞行器的参考面积为200m2；平均气动弦长5.6m。
本实施例中，飞行器的刚体气动特性数据集通过风洞试验或者CFD仿真获得。
1.5、飞行器弹性振动求解：根据给定或计算的突风速度wg，采用公式(4)求解飞行器弹性振动的模态坐标动响应ξ、
Figure BDA0003122547360000052
和
Figure BDA0003122547360000053
Figure BDA0003122547360000054
其中，M为弹性飞行器的广义质量矩阵；C为弹性飞行器的广义阻尼矩阵；K为弹性飞行器的广义刚度矩阵；ξ为模态坐标位移；
Figure BDA0003122547360000055
为模态坐标速度；
Figure BDA0003122547360000056
为模态坐标加速度；
Figure BDA0003122547360000057
为飞行器弹性变形引起的非定常气动力；
Figure BDA0003122547360000058
为突风引起的非定常气动力；
Figure BDA0003122547360000059
为偏转升降舵对飞行器弹性模态的激励力。
该步骤中，首先采用Nastran软件对飞行器有限元模型进行模态分析，得到飞行器的弹性模态矩阵Φ；之后基于飞行器的弹性模态矩阵Φ，可以得到弹性飞行器的广义质量矩阵M、广义阻尼矩阵C、广义刚度矩阵K；最后，基于飞行器的弹性模态矩阵Φ，通过ZAERO软件计算弹性振动引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA00031225473600000510
突风引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA00031225473600000511
和升降舵偏转引起的弹性气动力系数矩阵
Figure BDA00031225473600000512
1.6、飞行器弹性变形引起的气动力修正量：根据步骤1.5得到的模态坐标动响应ξ，采用公式(5)计算由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量：
Figure BDA00031225473600000513
式中，
Figure BDA00031225473600000514
分别为飞行器弹性变形引起的升力修正量、俯仰力矩修正量。
该步骤中，首先基于飞行器的弹性模态矩阵Φ，之后通过ZAERO软件计算弹性振动引起的升力系数矩阵
Figure BDA00031225473600000515
和弹性振动引起的俯仰力矩系数矩阵
Figure BDA00031225473600000516
1.7、飞行器的气动力综合：考虑飞行器弹性变形对刚体气动力的修正计算公式如(6)所示：
Figure BDA0003122547360000061
式中，D、L、my分别为经过弹性气动力修正的飞行器气动阻力、升力、俯仰力矩，上述公式(6)体现了飞行器弹性变形对刚体气动力的修正。
1.8、飞行器动响应求解：根据步骤1.7中的D、L、my，采用四阶龙格-库塔法对飞行器进行动响应求解，计算公式如(7)所示：
Figure BDA0003122547360000062
其中，g为重力加速度；u和w分别为飞行器速度在体轴系X轴、Z轴上的投影；q为飞行器俯仰角速度；θ为飞行器的俯仰角；Iyy为飞行器相对体轴系Y轴的惯性矩；Fxf和Fzf分别为气动力在体轴系X轴、Z轴上的投影，计算公式如(8)所示：
Figure BDA0003122547360000063
本实施例采用上述公式进行动响应计算，得到每一时刻的u、w、q、θ；
1.9、仿真时间更新：更新动响应仿真时间t。
1.10、参数更新：按照公式(9)更新当前时刻的气动迎角α；根据输入的原始升降舵操纵偏度δe0，采用公式(10)插值获得当前时刻的升降舵偏度δe；根据输入的原始突风速度wg0，采用公式(11)插值获得当前时刻的突风速度wg：
Figure BDA0003122547360000064
δe＝δe0(t) (10)
wg＝wg0(t) (11)
1.11、回到步骤1.4，进行迭代计算，直至仿真结束，输出仿真结果。
图2是本发明一个实施例的飞行器质心加速度动响应图，外部激励为“1-cos”离散突风；横轴为时间，纵轴为加速度，实线表示刚性飞行器(不考虑飞行器的弹性变形)的质心动态响应，点划线表示弹性飞行器的质心动态响应。
图3是本发明一个实施例的飞行器右侧翼尖加速度动响应图，外部激励为“1-cos”离散突风；横轴为时间，纵轴为加速度，实线表示刚性飞行器(不考虑飞行器的弹性变形)的右侧翼尖动态响应，点划线表示弹性飞行器的翼尖动态响应。
从图2、图3中可以看出：考虑飞行器的弹性变形后，飞行器的刚性气动力会受到飞行器弹性变形非定常气动力的影响，并且弹性飞行器的动态响应会更加剧烈、响应幅值更加大。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种弹性飞行器动响应的确定方法，其特征在于，包括：
步骤S1、确定当前时刻飞行器的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩；
步骤S2、根据突风速度确定飞行器弹性振动的模态坐标动响应；
步骤S3、根据所述模态坐标动响应确定由于飞行器弹性变形引起的刚体气动力修正量；
步骤S4、基于所述刚体气动力修正量对步骤S1中的刚体气动阻力、升力、俯仰力矩进行修正，获得修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩；
步骤S5、根据修正后的飞行器气动阻力、升力及俯仰力矩对飞行器进行动响应求解，基于求解结果更新下一时刻的气动迎角、升降舵偏度及突风速度，返回步骤S1进行迭代计算，直至仿真结束，输出仿真结果；
其中，步骤S1进一步包括：
步骤S11、确定当前时刻飞行器的刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数；
步骤S12、确定飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度；
步骤S13、根据刚体飞行器的阻力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定刚体气动阻力；根据升力系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积确定升力；根据俯仰力矩系数、俯仰阻尼系数及所述飞行器速压、飞行器参考面积、平均气动弦长以及飞行器飞行速度确定俯仰力矩；
其中，步骤S11中，根据当前时刻飞行器的飞行马赫数、飞行器的气动迎角、升降舵操纵偏度，采用飞行器气动特性数据插值获得刚体飞行器的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数及俯仰阻尼系数；步骤S12中，首先根据飞行器飞行高度确定当前高度上的音速及大气密度，之后根据音速及大气密度确定飞行器的速压。
2.如权利要求1所述的弹性飞行器动响应的确定方法，其特征在于，步骤S1之前，进一步包括进行飞行器1g配平，获得飞行器配平迎角及配平升降舵偏度。
3.如权利要求1所述的弹性飞行器动响应的确定方法，其特征在于，步骤S2包括：
步骤S21、获取飞行器的弹性模态矩阵；
步骤S22、根据所述弹性模态矩阵确定飞行器的广义质量矩阵M、广义阻尼矩阵C、广义刚度矩阵K、弹性振动引起的弹性气动力系数矩阵
Figure FDA0003763877490000021
突风引起的弹性气动力系数矩阵
Figure FDA0003763877490000022
以及升降舵偏转引起的弹性气动力系数矩阵
Figure FDA0003763877490000023
步骤S23、根据公式确定所述模态坐标动响应：
Figure FDA0003763877490000024
其中，Q为飞行器速压，ξ为模态坐标位移；
Figure FDA0003763877490000025
为模态坐标速度；
Figure FDA0003763877490000026
为模态坐标加速度，wg为突风速度。
4.如权利要求1所述的弹性飞行器动响应的确定方法，其特征在于，步骤S3包括：
步骤S31、获取飞行器的弹性模态矩阵；
步骤S32、根据所述弹性模态矩阵确定确定弹性振动引起的升力系数矩阵及弹性振动引起的俯仰力矩系数矩阵；
步骤S33、根据所述升力系数矩阵、飞行器速压及所述模态坐标动响应确定升力修正量；根据所述俯仰力矩系数矩阵、飞行器速压及所述模态坐标动响应确定俯仰力矩修正量。
5.如权利要求4所述的弹性飞行器动响应的确定方法，其特征在于，步骤S5中，进行动响应求解包括：
步骤S51、根据飞行器的气动阻力及升力确定气动力在X轴、Z轴上的投影；
步骤S52、基于四阶龙格-库塔法进行动响应求解，获取飞行器速度在体轴系X轴、Z轴上的投影、飞行器俯仰角速度以及飞行器的俯仰角。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114162134B (zh) * 2022-02-14 2022-05-06 西南交通大学 跨海桥梁上车辆轨迹预测方法、设备和存储介质
CN115438603B (zh) * 2022-10-11 2023-08-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种移动风场环境中弹性飞机风场动响应的确定方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110309579A (zh) * 2019-06-27 2019-10-08 复旦大学 一种针对弹性飞机阵风响应的仿真分析方法和系统
CN110414110A (zh) * 2019-07-19 2019-11-05 中仿智能科技（上海）股份有限公司 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110309579A (zh) * 2019-06-27 2019-10-08 复旦大学 一种针对弹性飞机阵风响应的仿真分析方法和系统
CN110414110A (zh) * 2019-07-19 2019-11-05 中仿智能科技（上海）股份有限公司 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
弹性飞机结构动载荷应用研究;党西军;《飞机设计》;20191215(第06期);全文 *
柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法;于扬等;《北京理工大学学报》;20171215(第12期);全文 *

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