CN113505434B - 基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。本发明适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器，气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了线性数学模型和非线性数学模型的优点，提高了效率。

Description

基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器

技术领域

本发明涉及轴对称飞行器的技术领域，具体地，涉及一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器，尤其是涉及一种与控制策略无关的轴对称飞行器气动力数学模型建模方法。

背景技术

在飞行器设计过程中，需获取飞行器动力和气动力矩，现代技术条件下，获取气动力的手段通常有数值计算和风洞试验两种，获取的数据为离散点，不可能与飞行力学和控制系统等设计和仿真所需的状态点一致，考虑到人力、物力和时间成本，数值计算和风洞试验无法按照飞行力学和控制系统等所需的状态点进行。因此就需要建立气动力数学模型利用离散的数据点来获取计算/试验包络范围内任一点的气动力和气动力矩数据。根据气动力数学模型的输出结果进行相应的操稳特性、控制系统、结构与强度、飞行力学等方面的仿真和设计，形成全套的设计图纸和技术资料，并据此进行飞行器的生产制造、飞行试验验证等活动，计算/试验包络范围表示计算包络范围和试验包络范围，/表示或者。

常规的以控制舵偏通道为出发点的气动力数学模型通过不同的控制通道舵偏组合出实际的舵偏状态，若控制策略发生了变化，则无法使用。

常见的数学模型分为线性、非线性两类。由于控制通道舵偏组合较为复杂，线性数学模型需要的配套状态较多。有的线性模型为了方便处理，将副翼通道拆分到俯偏控制通道，分开进行处理，导致对法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩5个气动力分量的处理方法与轴向力的处理方法不同，满足上述5个气动力分量的通道舵偏组合状态不能有效覆盖轴向力的舵偏组合状态需求，需额外增加计算/试验状态或采用铰链力矩计算/试验的数据进行补充。

非线性数学模型阶次较高，有可能会出现龙格现象(Runge phenomenon)，导致插值点数据与真实的气动力/气动力矩数据偏离较多。同时，有的非线性模型由于其建模方法的特殊性，构建的基函数与滚转角数量、舵偏角数量、通道间的组合方式等相关联，若通道间组合方式发生了变化，甚至滚转角或舵偏角数量发生变化，都需重新构建模型的基函数，使用不够灵活，难以按照需求进行针对性加密。

公开号为CN111695193A的中国发明专利文件公开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。

针对上述现有技术，发明人认为上述方法受到控制策略的限制，现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性不足。

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基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器。

根据本发明提供的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，包括如下步骤：

步骤1：建立气动力数学模型；

步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。

优选的，所述步骤1包括如下步骤：

步骤1.1：获得无舵偏外形气动力/力矩系数C_k（α)；

步骤1.2：获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)；

步骤1.3：根据无舵偏状态的气动力/气动力矩C_k(α)与舵偏带来的气动力/气动力矩变化量C_k(δ)求和获取作用于飞行器的气动力/气动力矩C_k：

C_k＝C_k(α)+C_k(δ)；

其中，下标k＝1，2，3，4，5，6，k取不同值时，C_k分别代表不同的气动力/气动力矩系数；α代表合成攻角，C_k(α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏角，C_k(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，气动力/力矩表示气动力或者气动力矩；在不同滚转角之间则根据给定的滚转角状态点处的数据以滚转角为自变量进行插值；得到气动力数学模型。

优选的，所述步骤1.1还包括：根据对称性建立滚转角Φ、平移量ΔΦ_SYM、马赫数Ma、合成攻角α、舵偏角δ_i和无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)之间的函数关系；

C_k(α)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)，Φ∈[ΔΦ_SYM，ΔΦ_SYM+π])；

C_k(α)＝λ*C_k(2ΔΦ_SYM-Φ+2π，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)，Φ∈(ΔΦ_SYM+π，ΔΦ_SYM+2π)；

其中，δ_i代表第i个舵面的舵偏角，i＝1，2，…，N；N表示飞行器的舵面数；Φ_SYM代表来流在垂直于飞行器对称轴方向的分量与飞行器无舵偏外形对称面之间的夹角，ΔΦ_SYM代表Φ_SYM与飞行器的滚转角Φ之间的平移量(Φ＝Φ_SYM+ΔΦ_SYM)；Ma代表马赫数，λ取1.0或-1.0。

优选的，所述步骤1.2还包括：根据舵偏角的偏导数或差分获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)：

其中，i＝1，2，…，N；δ_i代表第i个舵面的舵偏角；

代表第i个舵面上的气动力/气动力矩系数对舵偏角的偏导数或差分。

优选的，所述气动力数学模型适用于具有任意整数N个舵面，且舵面在飞行器周向均匀分布的轴对称或带凸起物的近似轴对称飞行器，所述气动力数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不超过10％。

优选的，所述滚转角之间的间隔不大于22.5°。

优选的，所述插值包括代数插值、牛顿插值、Lagrange插值、Hermite插值、样条插值和分段线性插值。

优选的，所述气动力数学模型中舵偏带来的气动力/气动力矩变化量使用每一个舵面的舵偏，舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量为所有舵面分别带来的气动力/气动力矩变化量之和；单个舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量则可表述为气动力/气动力矩对舵偏的偏导数与舵偏的乘积，有舵偏气动力/气动力矩与无舵偏气动力气动力矩之差除以舵偏值即得气动力/气动力矩对舵偏的偏导数。

优选的，所述步骤1还包括配套数据状态确定步骤：将配套数据状态分为无舵偏状态和有舵偏状态两组，每组分别取一系列滚转角，每个滚转角都对应一系列马赫数和一系列攻角。

根据本发明提供的一种飞行器，应用一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法制造飞行器。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的气动力数学模型直接与每个舵面的舵偏相关联，摆脱了控制策略的制约，使用灵活，所需的配套状态点数少，缩短了设计周期，节约了经费消耗；

2、本发明提出了一种与控制策略无关的轴对称飞行器气动力数学模型，适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器。所述气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了两者的优点，提高了效率；

3、由于数学模型避免了复杂的不同控制通道的组合关系，表达式形式简单，与控制通道的组合方式、滚转角数量、舵偏数量均不相关，当滚转角数量、舵偏数量发生变化时，不需重新建模，可按需对状态点进行局部加密，使用灵活，避免了重复建模，减少了编程测试的工作量，提高了工作效率。

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为飞行器体轴系坐标系及合成攻角、攻角、侧滑角、滚转角定义图；

图2为旋转体轴系坐标系及舵偏角正方向定义图(后视图)；

图3为具有4个舵面的近似轴对称飞行器整体气动力分解图；

图4为具有4个舵面的近似轴对称飞行器舵偏带来的气动力增量分解图；

图5为近似轴对称飞行器舵偏带来的气动力增量分解示意图。

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。

本发明实施例公开了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器设计制造方法及其飞行器，适用于具有任意数量舵面且舵面在飞行器周向均匀分布的轴对称飞行器或带凸起物的近似轴对称飞行器。

包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型。

步骤1包括如下步骤：

步骤1.1：获得无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)。

步骤1.2：获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)。

步骤1.3：根据无舵偏状态的气动力/气动力矩C_k（α)与舵偏带来的气动力/气动力矩变化量C_k(δ)求和获取作用于飞行器的气动力/气动力矩C_k。对于N个舵面周向均匀分布的轴对称或近似轴对称飞行器外形，每个滚转角下，作用于飞行器表面的气动力/气动力矩系数C_k的表达式为：

C_k＝C_k(α)+C_k(δ)；

其中，，k＝1，2，…，6，k取不同值时，C_k分别代表CN，CA，mz，mx，my，CZ六个气动力/气动力矩系数；α代表合成攻角，C_k（α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏角，C_k(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，气动力/力矩表示气动力或者气动力矩，/表示或者。不同滚转角之间的气动力/气动力矩数据以滚转角为自变量进行分段线性插值。

将作用于飞行器表面的气动力和气动力矩，沿着气流坐标系OXYZ(下面进行名词解释)的3个轴可以分解为三个力和三个力矩，分别为法向力FN(沿OY轴)、轴向力FA(沿OX轴负方向)、侧向力FZ(沿OZ轴)、俯仰力矩MZ(沿OZ轴)、滚转力矩MX(沿OX轴)、偏航力矩MY(沿OY轴)，将这三个力和三个力矩无量纲化：令

其中S_R为参考面积，L_R为参考长度。

ρ表示自由来流(飞行器前方远处未受到扰动的空气)的空气密度；

V表示自由来流的流动速度(即飞行器相对于空气的飞行速度)；

CN表示法向力FN的无量纲化系数，简称法向力系数；

CA表示轴向力FA的无量纲化系数，简称轴向力系数；

mz表示俯仰力矩MZ的无量纲化系数，简称俯仰力矩系数；

mx表示滚转力矩MX的无量纲化系数，简称滚转力矩系数；

my表示偏航力矩MY的无量纲化系数，简称偏航力矩系数；

CZ表示侧向力FZ的无量纲化系数，简称侧向力系数；

CN，CA，CZ，mz，mx，my六个气动力/力矩系数(统称为气动力系数)即为数学模型所要表述的核心物理量。飞行力学、控制、结构、电器等专业利用数学模型的输出结果开展相应的仿真与设计，开展操稳特性分析等设计工作，进行控制系统设计与仿真，结构设计和强度校核等工作，并在其基础上开展后续的其他设计和仿真工作，最终形成全套的设计方案，交付工厂进行加工制造。

气流坐标系OXYZ是一个笛卡尔坐标系，坐标原点O定义在飞行器的轴线上指定点处(例如可以指定为飞行器轴的头部顶点处，也可以指定为飞行器的质心处等)；OX轴沿着飞行器轴线指向前方(即指向飞行器的头部方向)；OY轴在飞行器的轴线与飞行器速度矢量方向构筑的平面内，且垂直于OX轴，顺气流方向为正；OZ轴由OX轴和OY轴通过右手定则(右手定则也叫右手法则)来确定。

右手定则：张开手掌，立起大拇指，使大拇指处于手掌平面内，且与其他四指相垂直，先使四指指向OX轴方向，在保证手掌的指向沿OX轴方向不变的情况下，弯曲四指，使其指向OY轴方向，此时大拇指的指向即为OZ轴方向。

飞行器体轴系定义如图1所示，以4个舵为例，根据气流方向确定的旋转体轴系定义如图2所示。

对于具有N个舵面的轴对称飞行器外形，除凸起物之外，绕中心轴每旋转

弧度，则外形完全重合，这种特性称为外形的旋转对称性(或称“轴对称性”)。舵面沿飞行器对称轴(指向飞行器头部，即图2中的X轴)方向周向依次编号为1，2，…，N，每个滚转角下，作用于飞行器表面的气动力/气动力矩系数可写为：

C_k＝C_k(α)+C_k(δ)

其中：k＝1，2，…，6，k取不同值时，C_k分别代表CN，CA，mz，mx，my，CZ六个气动力/气动力矩系数；α代表合成攻角(定义如图1所示)，C_k(α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏，C_k(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量。

不同滚转角之间的气动力/气动力矩数据以滚转角为自变量进行插值，插值方法可采用代数插值、牛顿插值、Lagrange插值、Hermite插值、样条插值、分段线性插值等多种插值方法，为减少工作量降低复杂程度，通常采用分段线性插值。

步骤1.1包括获得无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)；无舵偏外形气动力/力矩系数C_k（α)的表达式，即根据对称性建立滚转角Φ、平移量ΔΦ_SYM、马赫数Ma、合成攻角α、舵偏角δ_i和无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)之间的函数关系：

C_k(α)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)，Φ∈[ΔΦ_SYM，ΔΦ_SYM+π])；

C_k(α)＝λ*C_k(2ΔΦ_SYM-Φ+2π，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)，Φ∈(ΔΦ_SYM+π，ΔΦ_SYM+2π)；

其中，δ_i代表第i个舵面的舵偏角，i＝1，2，…，N；N表示飞行器的舵面数；Φ_SYM代表来流在垂直于飞行器对称轴方向的分量与飞行器无舵偏外形对称面之间的夹角，ΔΦ_SYM代表Φ_SYM与飞行器的滚转角Φ之间的平移量(Φ＝Φ_SYM+ΔΦ_SYM)。Ma代表马赫数，是一个表征气流压缩性的无量纲的物理量，其定义为：马赫数等于当地的气流速度除以当地的声速(即声波的传播速度)。使用Ma代表马赫数在业内是比较通用的符号；

对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取1.0，对于CZ，my，mx这三个物理量，式中的λ取-1.0。

无舵偏外形气动力/力矩系数：

C_k(α)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)(i＝1，2，…，N)

飞行器无舵偏外形对称面与Y轴正方向的夹角记为Φ_SYM，Φ_SYM与飞行器的滚转角Φ之间有一个平移量，记为ΔΦ_SYM，则有Φ＝Φ_SYM+ΔΦ_SYM。

在Φ∈[ΔΦ_SYM，ΔΦ_SYM+π]区间有：

C_k(α)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)

在Φ∈(ΔΦ_SYM+π，ΔΦ_SYM+2π)区间有：

C_k(α)＝λ*C_k(2ΔΦ_SYM-Φ+2π，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_i＝0，…，δ_N＝0)

对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取1.0，对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取-1.0。

步骤1.2包括根据舵偏角的偏导数或差分获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)。舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，即舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)的表达式为：

其中：i＝1，2，…，N，δ_i代表第i个舵面的舵偏角，

代表第i个舵面上的气动力/气动力矩系数对舵偏角的偏导数或差分。

任意一个舵面(舵面编号记为j)上气动力/气动力矩系数对舵偏角的偏导数

的表达式为：

Φ∈[ΔΦ_F，ΔΦ_F+π]；

Φ∈(ΔΦ_F+π，ΔΦ_F+2π)。

其中，Φ_F代表该舵面与来流在垂直于飞行器轴线方向上的分量之间的夹角，ΔΦ_F代表Φ_F与飞行器的滚转角Φ之间的平移量(Φ＝Φ_F+ΔΦ_F)；δ_j代表第j个舵面的舵偏角。

C_k(δ_j＝0)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_j＝0，…，δ_N＝0)；

C_k(δ_j)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_j，…，δ_N＝0)；对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取1.0，对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取-1.0。

任意选取其中一个舵面(选取的舵面编号记为j，则j∈[1，N])，该舵面与坐标系的Y轴正方向的夹角记为Φ_F，Φ_F与飞行器的滚转角Φ之间有一个平移量，记为ΔΦ_F，则有Φ＝Φ_F+ΔΦ_F。

在Φ∈[ΔΦ_F，ΔΦ_F+π]区间：

其中：

C_k(δ_j＝0)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_j＝0，…，δ_N＝0)

C_k(δ_j)＝C_k(Φ，Ma，α，δ₁＝0，δ₂＝0，…，δ_j，…，δ_N＝0)

在Φ∈(ΔΦ_F+π，ΔΦ_F+2π)区间：

对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取1.0，对于CN，mz，CA这三个物理量，式中的λ取-1.0。

对第i个舵面(i∈[1，N])：其他舵面(不妨设为第i个舵面，i∈[1，N])上气动力/气动力矩系数对舵偏角的偏导数

的表达式为：

建立气动力数学模型。

步骤1还包括配套数据状态确定步骤：将配套数据状态分为无舵偏状态和有舵偏状态两组，每组分别取一系列滚转角，每个滚转角都对应一系列马赫数和一系列攻角。

为方便数据处理，无舵偏状态和有舵偏状态两组数据选取相同的马赫数系列和相同的攻角系列；选取马赫数状态点时，在飞行器的典型飞行状态附近和跨声速段进行加密，典型飞行状态附近的马赫数间隔不大于1，跨声速段的马赫数间隔不大于0.1；攻角状态点之间的的间隔不大于5°，在0°攻角附近攻角状态点的间隔不大于2°。

以气流方向和飞行器轴线构成的平面为基准平面，对于无舵偏状态，取飞行器对称面与该基准平面之间的夹角处于[0，180°]或[180°，360°]区间的滚转角；对于有舵偏状态，取所选舵面与该基准平面之间夹角处于[0，180°]或[180°，360°]区间的滚转角。

对于有舵偏状态，所选舵面舵偏在正负方向角度的最大值不小于飞行器实际飞行中使用到的正负方向舵偏角度的最大值，其他舵面保持无舵偏状态；对于飞行器静稳定的情况，在有攻角的条件下使得所选舵面的当地攻角减小的偏转方向上，所选舵面舵偏角度的最大值使用机械舵偏的最大值，相反的偏转方向上，使用机械舵偏角度最大值的1/3至1/2；对于飞行器静不稳定的情况，在有攻角的条件下使得所选舵面的当地攻角增大的偏转方向上，舵偏角度的最大值使用机械舵偏的最大值，相反的偏转方向上，使用机械舵偏角度最大值的1/3至1/2。

下面使用表格对配套状态的确定进行进一步的阐述。设无舵偏外形取的滚转角数量为N₀+1，设有舵偏外形取的滚转角数量为N₁+1，设Φ＝Φ₀时来流方向在无舵偏外形对称面内，设滚转角Φ＝Φ₁时所取的舵面与基准平面(来流方向与飞行器轴线所构成的平面)夹角为0且处于飞行器的背风面，设每个舵面最大舵偏为±δ_m(δ_m＞0)，则配套状态可确定为如表1所示。

表1中，λ₁δ_m，λ₂δ_m，…和η₁δ_m，η₂δ_m，…均为所取的舵偏状态，且有关系式-1＜λ₁＜λ₂＜λ₃＜…＜0＜η₁＜η₂＜η₃＜…＜1成立。δ_m代表舵面能够偏转的最大角度的绝对值，λ₁、λ₂、λ₃、η₁、η₂和η₃均为系数，这些系数与δ_m的乘积用来代表舵面偏转的角度未达到最大值的舵偏状态。

表1中，ΔΦ_0，1，ΔΦ_0，2，ΔΦ_0，3，…为所选滚转角相对于Φ₀的平移量，属于区间[0，π]或区间[-π，0]；ΔΦ_1，1，ΔΦ_1，2，ΔΦ_1，3，…为所选滚转角相对于Φ₁的平移量，属于区间[0，π]或区间[-π，0]。

表1配套状态表

Ma代表马赫数，Ma₁表示第1个马赫数，Ma₂表示第2个马赫数，Ma₃表示第3个马赫数，以此类推。α代表飞行攻角，α₁，表示第1个飞行攻角，α₂表示第2个飞行攻角，α₃第3个飞行攻角，以此类推。

配套状态表：以带有凸起物的近似轴对称外形为例，对数据配套所需的状态点进行示意，若所取的滚转角均匀分布，设无舵偏外形取的滚转角数量为N₀+1，设有舵偏外形取的滚转角数量为N₁+1，设Φ＝Φ₀时来流方向在无舵偏外形对称面内，设滚转角Φ＝Φ₁时所取的舵面与基准平面(来流方向与飞行器轴线所构成的平面)夹角为0且处于飞行器的背风面，设每个舵面最大舵偏为±δ_m(δ_m＞0)并将舵偏三等分，则配套状态的一个实施例见表2，在此基础上可根据实际需求进行加密或舍弃不需要的状态。

表2配套状态表

对于具有4片舵面的近似轴对称飞行器外形，定义其坐标系、舵偏角和滚转角如图2所示；取22.5°作为滚转角间隔；假设最大攻角为30°，取5°作为攻角间隔并在2°处对攻角局部加密；假设最大舵偏为20°；则对于静稳定气动外形，一个可行的配套状态表见表3，对于静不稳定气动外形，一个可行的配套状态表如表4所示。

表3具有4片舵面的近似轴对称飞行器配套状态表(静稳定)

表4具有4片舵面的近似轴对称飞行器配套状态表(静不稳定)

步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。

数学模型适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或带凸起物的近似轴对称飞行器。本发明适用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不超出可接受范围。

数学模型通过合理的假设，忽略了凸起物对舵面的干扰及舵面之间的互相干扰对舵效的影响，因此所述数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不大，不超出控制系统的容许范围，且对气动特性影响不明显，不超过10％是一个合适的值。数学模型通过合理的假设，忽略了凸起物对舵面的干扰及舵面之间的互相干扰对舵效的影响，因此所述数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不大，不超出控制系统的容许范围，且对气动特性影响不明显，不超过10％是一个合适的值。

气动力数学模型忽略了凸起物对舵面的干扰和舵面之间的互相干扰对舵效的影响，气动力数学模型适用于具有任意整数N片舵面，且舵面在飞行器周向均匀分布的轴对称或带凸起物的近似轴对称飞行器，所述气动力数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不超过10％。

如图3所示，气动力数学模型将作用于飞行器的气动力/气动力矩，在每个滚转角下都分解为无舵偏状态的气动力/气动力矩和舵偏带来的气动力/气动力矩变化量，作用于飞行器的气动力/气动力矩为无舵偏状态的气动力/气动力矩与舵偏带来的气动力/气动力矩变化量之和，在不同滚转角之间则根据给定的滚转角状态点处的数据以滚转角为自变量进行插值，滚转角之间的间隔不大于22.5°。

气动力数学模型中无舵偏状态的气动力/气动力矩通过计算或试验来获取。以气流方向和飞行器轴线构成的平面为基准平面，计算或试验取飞行器对称面与该基准平面之间的夹角处于[0，180°]或[180°，360°]区间的滚转角，其他滚转角下的无舵偏状态数据根据飞行器外形相对于对称面的面对称关系进行变换求得。

如图4所示，基于物理舵偏，与控制策略无关的气动力数学模型中，对具有4片舵面的轴对称飞行器由于舵面偏转带来的气动力/气动力变化量进行分解。1号舵、2号舵、3号舵、4号舵分别代表编号为1、2、3、4的舵面，图中所示的具有4片舵面的轴对称飞行器，其由于舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量，为4片舵面分别单独偏转(其他舵面偏角为0)时带来的气动力/气动力矩变化量之和。气动力数学模型中舵偏带来的气动力/气动力矩变化量不使用控制通道舵偏，而是直接使用每一片舵面的舵偏，将舵面偏转带来的气动力变化量分解为“第1片舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量+第2片舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量+…+第N片舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量”的形式，避免了不同控制通道之间复杂的组合关系，从而简化了模型的表达形式，摆脱了控制策略的限制，并减少了所需的计算/试验状态数。使得本发明所述气动力数学模型只与飞行器的气动布局相关，适用于各种控制方式和控制策略；舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量为所有舵面分别带来的气动力/气动力矩变化量之和。单个舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量则可表述为气动力/气动力矩对舵偏的偏导数与舵偏的乘积，有舵偏气动力/气动力矩与无舵偏气动力气动力矩之差除以舵偏值即得气动力/气动力矩对舵偏的偏导数。由于所述数学模型避免了复杂的不同控制通道的组合关系，表达式形式简单，与控制通道的组合方式、滚转角数量、舵偏数量均不相关，当滚转角数量、舵偏数量发生变化时，不需重新建模，可按需对状态点进行局部加密，使用灵活，避免了重复建模，减少了编程测试的工作量，提高了工作效率。

如图5所示，图5为基于控制通道舵偏的气动力数学模型中由于舵面偏转带来的气动力增量的分解图。它根据控制策略将舵偏分为3个通道，在后视图(沿着飞行器轴线，从尾部向头部方向观察)中，A通道定义为水平两个舵面后缘同时向下偏转相同的角度；B通道为竖直两个舵面后缘同时向右偏转相同的角度；R通道定义为4个舵面后缘同时沿顺时针方向偏转相同的角度。舵面偏转带来的气动力/气动力矩变化量等于“A通道单独使用时带来的气动力/气动力矩变化量”、“B通道单独使用时带来的气动力/气动力矩变化量”、“R通道单独使用时带来的气动力/气动力矩变化量”、“A通道和通道之间耦合干扰的气动力/气动力矩变化量”和“B通道和R通道之间耦合干扰的气动力/气动力矩变化量”相加，总共五部分之和。

本发明的气动力数学模型中舵偏带来的气动力变化量的计算或试验任选其中一片舵面进行，以气流方向和飞行器轴线构成的平面为基准平面，计算或试验选取令所选舵面与该基准平面之间夹角处于[0，180°]或[180°，360°]区间的滚转角，所选舵面舵偏在其他滚转状态下带来的气动力/气动力矩变化量则根据飞行器外形相对于对称面的面对称关系进行变换求得。其他舵面舵偏带来的气动力/气动力矩变化量则根据飞行器外形相对于轴线的轴对称关系求得。

数学模型六个气动力/气动力矩分量的表达式具有相同的形式，可简化为1阶的线性形式，在进行数据配套时不需额外增加计算/试验状态或采用铰链力矩计算/试验的数据进行补充，避免了高阶表达式存在的风险，同时可以避免真实数据与非线性模型预设弯曲方向不一致的情况下的数据准确性问题。所述数学模型克服了现有数学模型存在的问题，兼具了现有线性模型和非线性模型的优点，可以减少所需的计算/试验状态数，减少编程和数据配套的工作量，提高数据精度，提高工作效率。

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及其各个装置、模块、单元以外，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及其各个装置、模块、单元以逻辑门、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功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元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功能的装置、模块、单元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装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块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 (9)

1.一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：建立气动力数学模型；

步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器；

所述步骤1包括如下步骤：

步骤1.1：获得无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)；

步骤1.2：获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)；

步骤1.3：根据无舵偏状态的气动力/力矩系数C_k(α)与舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)求和获取作用于飞行器的气动力/力矩C_k：

C_k＝C_k(α)+C_k(δ)；

其中，下标k＝1,2,3,4,5,6，k取不同值时，C_k分别代表不同的气动力/力矩系数；α代表合成攻角，C_k(α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏角，C_k(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，气动力/力矩表示气动力或者气动力矩；在不同滚转角之间则根据给定的滚转角状态点处的数据以滚转角为自变量进行插值；得到气动力数学模型。

2.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于：所述步骤1.1还包括：根据对称性建立滚转角Φ、平移量ΔΦ_SYM、马赫数Ma、合成攻角α、舵偏角δ_i和无舵偏外形气动力/力矩系数C_k(α)之间的函数关系；

C_k(α)＝C_k(Φ,Ma,α,δ₁＝0,δ₂＝0,…,δ_i＝0,…,δ_N＝0)，Φ∈[ΔΦ_SYM,ΔΦ_SYM+π])；

C_k(α)＝λ*C_k(2ΔΦ_SYM-Φ+2π,Ma,α,δ₁＝0,δ₂＝0,…,δ_i＝0,…,δ_N＝0)，Φ∈(ΔΦ_SYM+π，ΔΦ_SYM+2π)；

其中，δ_i代表第i个舵面的舵偏角，i＝1,2,…,N；N表示飞行器的舵面数；Φ_SYM代表来流在垂直于飞行器对称轴方向的分量与飞行器无舵偏外形对称面之间的夹角，ΔΦ_SYM代表Φ_SYM与飞行器的滚转角Φ之间的平移量(Φ＝Φ_SYM+Φ_SYM)；Ma代表马赫数，λ取1.0或-1.0。

3.根据权利要求2所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述步骤1.2还包括：根据舵偏角的偏导数或差分获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C_k(δ)：

其中，i＝1,2,…,N；δ_i代表第i个舵面的舵偏角；

代表第i个舵面上的气动力/力矩系数对舵偏角的偏导数或差分。

4.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述气动力数学模型适用于具有任意整数N个舵面，且舵面在飞行器周向均匀分布的轴对称或带凸起物的近似轴对称飞行器，所述气动力数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不超过10％。

5.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述滚转角之间的间隔不大于22.5°。

6.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述插值包括代数插值、牛顿插值、Lagrange插值、Hermite插值、样条插值和分段线性插值。

7.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述气动力数学模型中舵偏带来的气动力/力矩变化量使用每一个舵面的舵偏，舵面偏转带来的气动力/力矩变化量为所有舵面分别带来的气动力/力矩变化量之和；单个舵面偏转带来的气动力/力矩变化量则可表述为气动力/力矩对舵偏的偏导数与舵偏的乘积，有舵偏气动力/力矩与无舵偏气动力气动力矩之差除以舵偏值即得气动力/力矩对舵偏的偏导数。

8.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述步骤1还包括配套数据状态确定步骤：将配套数据状态分为无舵偏状态和有舵偏状态两组，每组分别取一系列滚转角，每个滚转角都对应一系列马赫数和一系列攻角。

9.一种飞行器，其特征在于，应用权利要求1-8任一所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法制造飞行器。

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