CN113867381A - 一种飞行器姿态控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器姿态控制方法，涉及飞行器气动力特性预测领域，本方法采用了全流域适用的统一气体动理学方法对飞行器绕流流场进行数值模拟，得到相对于Euler无粘解的粘性干扰量，建立了全流域适用的粘性干扰模型，基于此模型，能够快速、准确预测飞行器全流域气动力和力矩特性，基于飞行器全流域气动力和力矩特性利用控制系统对飞行器的姿态进行控制。

Description

一种飞行器姿态控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及一种飞行器姿态控制方法。
背景技术
在飞行器控制中，控制系统可以根据飞行器的气动力系数和力矩系数对飞行器进行控制，因此快速获得飞行器的气动特性至关重要。常用的快速方法是求解Euler方程的方法。但是该方法不能考虑气体粘性的影响，对于一些重要参数如升阻比的预测，与真实结果偏差较大。较为准确的方法是求解计及气体粘性的NS方程，通过与Euler方程结果的比较，得到气体粘性对飞行器气动特性的影响量。建立影响量与某些参数如粘性干扰系数之间的数学模型。在实际应用中，只要知道了Euler方程的结果，就可以通过上述数学模型得到对应高度、马赫数条件下NS方程的结果。这种方法仅仅适用于连续性假设成立的连续流域。
然而，真实飞行条件下随着速度和高度进一步变大，气体分子远离平衡态，稀薄效应变得不可忽略，导致飞行器的气动特性相比于连续流有了较大差异，NS方程不再成立，这一区域内飞行器气动力特性预测缺少合适快速方法，进而缺少快速的飞行器姿态控制方法。
发明内容
针对上述问题，本发明提出了一种飞行器姿态控制方法，本方法不仅能够在连续流域适用，也能够在连续介质假设不成立的稀薄过渡流域适用。
为实现上述目的，本发明提供了一种飞行器姿态控制方法，所述方法包括：
步骤1：设定飞行器的来流马赫数和来流攻角的取值范围，基于上述取值范围获得第一来流马赫数和第一来流攻角；
步骤2：计算在所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角下所述飞行器的第一气动力系数和第一力矩系数；
步骤3：计算获得所述飞行器在不同高度下的第二气动力系数和第二力矩系数；
步骤4：所述第二气动力系数减去所述第一气动力系数获得气动力系数干扰量，所述第二力矩系数减去所述第一力矩系数获得力矩系数干扰量，基于所述气动力系数干扰量或所述力矩系数干扰量获得第一粘性干扰量；
步骤5：计算获得所述飞行器在不同高度下的第一粘性干扰参数；
步骤6：以所述第一粘性干扰量为因变量，所述第一粘性干扰参数、所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角为自变量，建立所述因变量与所述自变量之间的函数关系，得到粘性干扰模型；
步骤7：将所述粘性干扰模型搭载至所述飞行器的机载控制设备中；
步骤8：在所述飞行器飞行过程中，获得当前飞行状态下的第一高度、第二来流马赫数和第二来流攻角；
步骤9：计算获得所述飞行器在所述第一高度、所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下的第二粘性干扰参数；
步骤10：计算在所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下所述飞行器的第三气动力系数和第三力矩系数；
步骤11：将所述第二粘性干扰参数带入所述粘性干扰模型获得第二粘性干扰量；
步骤12：将所述第二粘性干扰量与所述第三气动力系数和所述第三力矩系数进行叠加，获得所述飞行器的预测气动力系数和预测力矩系数；
步骤13：所述机载控制设备判断所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个是否超过对应的设定阈值，若所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个超过对应的设定阈值，则所述机载控制设备对所述飞行器的姿态进行控制。
其中，本方法采用了全流域适用的统一气体动理学方法对飞行器绕流流场进行数值模拟，得到相对于Euler无粘解的粘性干扰量，建立了全流域适用的粘性干扰模型。基于此模型，能够快速、准确预测飞行器全流域气动力和力矩特性，进而能够基于气动力和力矩对飞行器的姿态进行控制。
优选的，所述方法还包括：采用相对正交距离对所述粘性干扰模型数据拟合的偏差进行估计。其中，利用对粘性干扰模型的偏差进行估计可以检测模型的偏差，进而提高模型的精度。
优选的，所述相对正交距离
Figure 808326DEST_PATH_IMAGE001
的计算方式为：
Figure 894094DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 512157DEST_PATH_IMAGE003
为数据点到相关性曲线的正交距离，
Figure 657968DEST_PATH_IMAGE004
为数据点在相关性曲线上投影对应的横坐标。
优选的，所述步骤2采用Euler解算器计算得到所述第一气动力系数和所述第一力矩系数。
优选的，所述步骤10采用Euler解算器计算得到所述飞行器的第三气动力系数和所述第三力矩系数。
其中，Euler解算器通过求解Euler方程，得到飞行器周围的流场分布。将物面压力进行积分可以得到飞行器所受到的力和力矩。
优选的，所述步骤3采用统一气体动理学方法计算获得所述第二气动力系数和所述第二力矩系数。
统一气体动理学方法（Unified Gas Kinetic Scheme，简称UGKS）基于Boltzmann模型方程的积分解，求解六维空间（三维物理空间，三维速度空间）上的分布函数，通过对分布函数求矩，得到温度、密度、压力等宏观量的空间分布，进而积分得到飞行器所受到的力和力矩。
优选的，第一粘性干扰参数
Figure 361481DEST_PATH_IMAGE005
的计算方式为：
Figure 733164DEST_PATH_IMAGE006
其中，
Figure 674575DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 53604DEST_PATH_IMAGE008
分别代表来流马赫数和来流雷诺数，
Figure 182097DEST_PATH_IMAGE009
和
Figure 671984DEST_PATH_IMAGE010
分别代表来流温度和粘性系数，
Figure 202322DEST_PATH_IMAGE011
表示边界层内的参考温度，
Figure 939203DEST_PATH_IMAGE012
是参考温度
Figure 617309DEST_PATH_IMAGE011
时的气体粘性，
Figure 848570DEST_PATH_IMAGE013
为无量纲量。
优选的，所述粘性干扰模型的表达式为：
Figure 498994DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 954246DEST_PATH_IMAGE015
表示力系数或力矩系数干扰量，
Figure 57332DEST_PATH_IMAGE016
是粘性干扰参数，
Figure 889021DEST_PATH_IMAGE017
为来流马赫数，
Figure 144684DEST_PATH_IMAGE018
为来流攻角，
Figure 974100DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 626798DEST_PATH_IMAGE020
和
Figure 199862DEST_PATH_IMAGE021
分别是常数项、一次项和二次项的系数。
优选的，气动力系数包括轴向力系数、法向力系数、侧向力系数、升力系数和阻力系数，力矩系数包括滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
优选的，所述粘性干扰模型包括：轴向力系数粘性干扰模型、法向力系数粘性干扰模型、侧向力系数粘性干扰模型、升力系数粘性干扰模型和阻力系数粘性干扰模型，或所述粘性干扰模型包括：滚转力矩系数粘性干扰模型、偏航力矩系数粘性干扰模型和俯仰力矩系数粘性干扰模型。
本发明提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明采用了全流域适用的统一气体动理学方法对飞行器绕流流场进行数值模拟，得到相对于Euler无粘解的粘性干扰量，建立了全流域适用的粘性干扰模型。基于此模型，能够快速、准确预测飞行器全流域气动力和力矩特性，进而能够基于气动力和力矩对飞行器的姿态进行控制。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，并不构成对本发明实施例的限定；
图1为飞行器姿态控制方法的流程示意图；
图2为正交距离示意图；
图3为钝锥外形轴向力干扰量随粘性干扰参数的变化曲线示意图；
图4为钝锥外形轴向力相对正交距离分布示意图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在相互不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述范围内的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
请参考图1，图1为飞行器姿态控制方法的流程示意图，本发明实施例提供了一种飞行器姿态控制方法，所述方法包括：
步骤1：设定飞行器的来流马赫数和来流攻角的取值范围，基于上述取值范围获得第一来流马赫数和第一来流攻角；
步骤2：计算在所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角下所述飞行器的第一气动力系数和第一力矩系数；
步骤3：计算获得所述飞行器在不同高度下的第二气动力系数和第二力矩系数；
步骤4：所述第二气动力系数减去所述第一气动力系数获得气动力系数干扰量，所述第二力矩系数减去所述第一力矩系数获得力矩系数干扰量，基于所述气动力系数干扰量或所述力矩系数干扰量获得第一粘性干扰量；
步骤5：计算获得所述飞行器在不同高度下的第一粘性干扰参数；
步骤6：以所述第一粘性干扰量为因变量，所述第一粘性干扰参数、所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角为自变量，建立所述因变量与所述自变量之间的函数关系，得到粘性干扰模型；
步骤7：将所述粘性干扰模型搭载至所述飞行器的机载控制设备中；
步骤8：在所述飞行器飞行过程中，获得当前飞行状态下的第一高度、第二来流马赫数和第二来流攻角；
步骤9：计算获得所述飞行器在所述第一高度、所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下的第二粘性干扰参数；
步骤10：计算在所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下所述飞行器的第三气动力系数和第三力矩系数；
步骤11：将所述第二粘性干扰参数带入所述粘性干扰模型获得第二粘性干扰量；
步骤12：将所述第二粘性干扰量与所述第三气动力系数和所述第三力矩系数进行叠加，获得所述飞行器的预测气动力系数和预测力矩系数；
步骤13：所述机载控制设备判断所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个是否超过对应的设定阈值，若所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个超过对应的设定阈值，则所述机载控制设备对所述飞行器的姿态进行控制。
其中，在本发明实施例中，在飞行器飞行过程中，可以根据外部传感器等设备实时获得当前飞行状态的来流高度、来流马赫数和来流攻角。
其中，在本发明实施例中，飞行器记载控制设备可以根据当前飞行器所受的力和力矩，判断飞行器是否处于稳定可控状态。如果出现力或力矩超出设定阈值，则综合采用舵面偏转、开启姿控发动机或开启轨控发动机等手段进行飞行器姿态控制，确保飞行安全。
其中，在本发明实施例中，气动力系数包括轴向力系数、法向力系数、侧向力系数、升力系数和阻力系数，力矩系数包括滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
其中，在本发明实施例中，所述粘性干扰模型包括：轴向力系数粘性干扰模型、法向力系数粘性干扰模型、侧向力系数粘性干扰模型、升力系数粘性干扰模型和阻力系数粘性干扰模型，或所述粘性干扰模型包括：滚转力矩系数粘性干扰模型、偏航力矩系数粘性干扰模型和俯仰力矩系数粘性干扰模型。
具体实施步骤如下：
针对某一特定外形,采用Euler解算器计算得到特定来流马赫数、来流攻角下的气动力/力矩系数。Euler解算器通过求解Euler方程，得到飞行器周围的流场分布。将物面压力进行积分可以得到飞行器所受到的力和力矩。具体求解方法可以参考如下文献：阎超.计算流体力学方法及应用[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2006.；张涵信, 沈孟育. 计算流体力学-差分方法的原理和应用[M]. 北京: 国防工业出版社, 2003.。
采用统一气体动理学方法解算器求解不同高度下的气动力/力矩系数。统一气体动理学方法（Unified Gas Kinetic Scheme，简称UGKS）基于Boltzmann模型方程的积分解，求解六维空间（三维物理空间，三维速度空间）上的分布函数，通过对分布函数求矩，得到温度、密度、压力等宏观量的空间分布，进而积分得到飞行器所受到的力和力矩。该方法是近些年来比较热门的一种跨流域多尺度求解方法，在连续流区域可以得到精确的NS解，在稀薄区域也可以得到与DSMC一致的结果，已经广泛应用于从低速到高速、从连续流到稀薄流的全速域全流域的流场模拟中。具体求解过程可以参考如下文献：徐昆, 李启兵, 黎作武.离散空间直接建模的计算流体力学方法[J]. 中国科学: 物理学力学天文学, 2014,44(5): 519-530。
不同高度下统一气体动理学方法预测的结果与Euler方程预测结果之差即为粘性干扰量。
求得不同高度对应的粘性干扰参数。粘性干扰参数
Figure 559299DEST_PATH_IMAGE005
表达式为：
Figure 621933DEST_PATH_IMAGE006
Figure 683299DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 122371DEST_PATH_IMAGE008
分别代表来流马赫数和基于特征长度的来流雷诺数。
Figure 336314DEST_PATH_IMAGE009
和
Figure 569850DEST_PATH_IMAGE010
分别代表来流温度和粘性系数。
Figure 869244DEST_PATH_IMAGE011
表示边界层内的参考温度，
Figure 846427DEST_PATH_IMAGE012
是参考温度
Figure 180457DEST_PATH_IMAGE011
时的气体粘性。
Figure 270379DEST_PATH_IMAGE013
是一个与来流温度、粘性以及边界层内参考温度、粘性系数有关的无量纲量。
以获得粘性干扰量为因变量，以获得的粘性干扰参数以及指定的攻角、马赫数等作为自变量，拟合建立因变量与自变量之间的函数关系，得到粘性干扰模型；
采用相对正交距离考察粘性干扰模型数据拟合精准度，给出模拟拟合的偏差估计。相对正交距离
Figure 119386DEST_PATH_IMAGE022
计算公式可以表示为：
Figure 572364DEST_PATH_IMAGE002
Figure 26479DEST_PATH_IMAGE003
为数据点到相关性曲线的正交距离，
Figure 601817DEST_PATH_IMAGE004
为数据点在相关性曲线上投影对应的横坐标，示意图见图2。
采用粘性干扰模型预测某一高度和马赫数下的飞行器气动力和力矩，首先计算该状态对应的粘性干扰参数。将该参数代入步骤5中得到的粘性干扰模型，即可快速得到粘性干扰量。将此干扰量与该马赫数下的Euler方程解算器得到了气动力和力矩进行叠加，即可快速得到给定高度、马赫数下的考虑粘性影响的飞行器气动力和力矩。
下面给出钝锥外形的具体实施实例。
钝锥球头半径取为600mm，半锥角10度。表1给出了计算状态。
表1
Figure 141383DEST_PATH_IMAGE024
图3给出了轴向力干扰量随粘性干扰参数的变化，这里的轴向力干扰量表示统一气体动理学方法求解器得到的有粘解与Euler方程求解得到的无粘解的差量。
采用二次多项式进行拟合可以得到轴向力干扰量
Figure 647320DEST_PATH_IMAGE025
的粘性干扰预测模型：
Figure 752679DEST_PATH_IMAGE026
Figure 702180DEST_PATH_IMAGE027
表示轴向力干扰量，是粘性干扰参数
Figure 197884DEST_PATH_IMAGE016
、来流马赫数
Figure 320560DEST_PATH_IMAGE017
和来流攻角
Figure 483689DEST_PATH_IMAGE018
的函数。
Figure 354824DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure 603402DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 467453DEST_PATH_IMAGE030
分别是常数项、一次项和二次项的系数，均为来流马赫数和来流攻角的函数。
轴向力预测模型的相对正交距离计算结果如图4所示。高度大于70km时，模型预测的力系数变化量的相对偏差都低于3%；70km时（图中横坐标最小的四个点），相对偏差最大可达14%，但是此时干扰量的量值（约为0.236）仅为Euler无粘解（约为1.18）的1/5。无粘解叠加干扰量得到的轴向力预测值与UGKS计算值偏差仅为约3%。
采用粘性干扰模型预测了来流马赫数20、来流攻角10°，高度分别为100Km和110Km时的轴向力干扰量。为了对模型的准确性进行评估，采用UGKS求解器计算了相同状态。具体结果及相对偏差见表2，利用上述干扰模型预测的轴向力干扰量与UGKS求解器模拟结果偏差小于1%。说明模型预测的气动干扰量与UGKS粘性求解器的结果基本一致。相比较而言，模型预测所需时间几乎可以忽略不计，具有气动力预测快速、准确度高的特点。
表2模型预测与UGKS模拟结果对比
Figure 281825DEST_PATH_IMAGE032
从表2可以看出，本发明中的方法不仅能够对飞行器全流域气动力特性进行预测，且预测精度较高，进而能够通过高精度的预测结果对飞行器的姿态进行准确的控制。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤1：设定飞行器的来流马赫数和来流攻角的取值范围，基于上述取值范围获得第一来流马赫数和第一来流攻角；
步骤2：计算在所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角下所述飞行器的第一气动力系数和第一力矩系数；
步骤3：计算获得所述飞行器在不同高度下的第二气动力系数和第二力矩系数；
步骤4：所述第二气动力系数减去所述第一气动力系数获得气动力系数干扰量，所述第二力矩系数减去所述第一力矩系数获得力矩系数干扰量，基于所述气动力系数干扰量或所述力矩系数干扰量获得第一粘性干扰量；
步骤5：计算获得所述飞行器在不同高度下的第一粘性干扰参数；
步骤6：以所述第一粘性干扰量为因变量，所述第一粘性干扰参数、所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角为自变量，建立所述因变量与所述自变量之间的函数关系，得到粘性干扰模型；
步骤7：将所述粘性干扰模型搭载至所述飞行器的机载控制设备中；
步骤8：在所述飞行器飞行过程中，获得当前飞行状态下的第一高度、第二来流马赫数和第二来流攻角；
步骤9：计算获得所述飞行器在所述第一高度、所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下的第二粘性干扰参数；
步骤10：计算在所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下所述飞行器的第三气动力系数和第三力矩系数；
步骤11：将所述第二粘性干扰参数带入所述粘性干扰模型获得第二粘性干扰量；
步骤12：将所述第二粘性干扰量与所述第三气动力系数和所述第三力矩系数进行叠加，获得所述飞行器的预测气动力系数和预测力矩系数；
步骤13：所述机载控制设备判断所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个是否超过对应的设定阈值，若所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个超过对应的设定阈值，则所述机载控制设备对所述飞行器的姿态进行控制。
2.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述方法还包括：采用相对正交距离对所述粘性干扰模型数据拟合的偏差进行估计。
3.根据权利要求2所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述相对正交距离
Figure 839169DEST_PATH_IMAGE001
的计算方式为：
Figure 490730DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 67205DEST_PATH_IMAGE003
为数据点到相关性曲线的正交距离，
Figure 196835DEST_PATH_IMAGE004
为数据点在相关性曲线上投影对应的横坐标。
4.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述步骤2采用Euler解算器计算得到所述第一气动力系数和所述第一力矩系数。
5.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述步骤10采用Euler解算器计算得到所述飞行器的第三气动力系数和所述第三力矩系数。
6.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述步骤3采用统一气体动理学方法计算获得所述第二气动力系数和所述第二力矩系数。
7.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，第一粘性干扰参数
Figure 168464DEST_PATH_IMAGE005
的计算方式为：
Figure 787664DEST_PATH_IMAGE006
其中，
Figure 789118DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 394543DEST_PATH_IMAGE008
分别代表来流马赫数和来流雷诺数，
Figure 860160DEST_PATH_IMAGE009
和
Figure 509316DEST_PATH_IMAGE010
分别代表来流温度和粘性系数，
Figure 998066DEST_PATH_IMAGE011
表示边界层内的参考温度，
Figure 531815DEST_PATH_IMAGE012
是参考温度
Figure 789621DEST_PATH_IMAGE011
时的气体粘性，
Figure 891569DEST_PATH_IMAGE013
为无量纲量。
8.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述粘性干扰模型的表达式为：
Figure 867616DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 939477DEST_PATH_IMAGE015
表示力系数或力矩系数干扰量，
Figure 317369DEST_PATH_IMAGE016
是粘性干扰参数，
Figure 806862DEST_PATH_IMAGE017
为来流马赫数，
Figure 332522DEST_PATH_IMAGE018
为来流攻角，
Figure 145757DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 315838DEST_PATH_IMAGE020
和
Figure 821906DEST_PATH_IMAGE021
分别是常数项、一次项和二次项的系数。
9.根据权利要求1所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，气动力系数包括轴向力系数、法向力系数、侧向力系数、升力系数和阻力系数，力矩系数包括滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
10.根据权利要求9所述的飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述粘性干扰模型包括：轴向力系数粘性干扰模型、法向力系数粘性干扰模型、侧向力系数粘性干扰模型、升力系数粘性干扰模型和阻力系数粘性干扰模型，或所述粘性干扰模型包括：滚转力矩系数粘性干扰模型、偏航力矩系数粘性干扰模型和俯仰力矩系数粘性干扰模型。
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