CN114444214A - 一种基于舵面效率的飞行器控制方法 - Google Patents

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CN114444214A CN202210359128.1A CN202210359128A CN114444214A CN 114444214 A CN114444214 A CN 114444214A CN 202210359128 A CN202210359128 A CN 202210359128A CN 114444214 A CN114444214 A CN 114444214A
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Abstract

本发明公开了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，涉及飞行器控制领域，包括：生成飞行器的第一物理空间网格；基于第一流场和第一物理空间网格进行计算获得第一力矩系数；调整操纵面的舵偏角，生成飞行器的第二物理空间网格；基于第二流场和第二物理空间网格进行计算获得第二力矩系数；基于第一力矩系数、第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；重复执行上述步骤获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；改变所述初始参数的数值，重复上述步骤直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；飞行器控制系统基于舵面效率对飞行器的姿态进行实时控制；本发明能够降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。

Description

一种基于舵面效率的飞行器控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及一种基于舵面效率的飞行器控制方法。
背景技术
对于飞行器来说，控制系统中气动力/力矩通常表示为马赫数、高度、攻角/侧滑角、操纵面偏转角等参数的函数。以俯仰力矩为例，其操纵面通常称为升降舵（或体襟翼），俯仰力矩表达式中升降舵偏转角的系数即为升降舵舵面效率。舵面效率定义为舵面偏转单位角度时所引起的俯仰力矩的改变。类似地，偏航力矩的操纵面称为偏航舵（立尾），滚转力矩的操纵面称为副翼或差动舵。
在较小的舵偏角情形下，力矩与舵偏角的关系通常是线性的。随着舵偏角的增加，二者之间非线性关系明显。在飞行器装机数据中需要准确给出舵面效率，以便控制系统对飞行器姿态进行实时控制。
通常在低空（高度85km及以下），连续性假设成立，可以通过求解NS方程得到不同舵偏条件下的气动特性，进而获得舵面效率。
在高空条件下，传统的求解NS方程的方法失效。通常采用统一气体动理学方法进行不同舵偏角条件下的计算，从而获得舵面效率。
统一气体动理学方法需要在六维空间进行离散，计算量比NS方程计算量要高几个量级。通常统一气体动理学方法都需要在超级计算机上采用数千甚至上万核进行并行计算。根据经验，不同的飞行器攻角下舵面效率是不同的，要想进行准确快速的飞行器控制，就需要知道尽可能多攻角下的舵面效率，包括线性关系段和非线性关系段。因而总的计算代价很高。
发明内容
本发明目的是降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。
为实现上述发明目的，本发明提供了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，所述方法包括：
步骤1：针对具有操纵面的飞行器，设定初始参数和确定飞行器的物理空间网格的外边界范围，所述初始参数包括：飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
和飞行侧滑角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
，其中，所述飞行器的物理空间网格包括：操纵面以内区域和操纵面以外区域；
步骤2：在操纵面的舵偏角为零时，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第一物理空间网格；
步骤3：基于所述初始参数设定来流条件，基于所述来流条件构建第一流场，基于所述第一流场和所述第一物理空间网格进行计算获得对应的第一力矩系数；
步骤4：调整操纵面的舵偏角，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第二物理空间网格；其中，所述第二物理空间网格和所述第一物理空间网格具有相同的操纵面以外区域；
步骤5：基于所述初始参数设定来流条件，基于步骤3计算收敛的流场构建第二流场，基于所述第二流场和所述第二物理空间网格进行计算获得对应的第二力矩系数；
步骤6：基于所述第一力矩系数、所述第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；
步骤7：重复步骤4至步骤6，直至获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；
步骤8：改变所述初始参数的数值，重复步骤2至步骤7，直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；
步骤9：飞行器控制系统基于获得的舵面效率进行建模，获得飞行器的气动力或气动力矩建模表达式，飞行器飞行过程中飞行器控制系统根据气动力或气动力矩建模表达式对飞行器的姿态进行实时控制。
其中，本发明提出了一种将不同舵偏角下的舵面附近的物理空间网格拓扑进行统一化处理，再针对不同舵面偏转角度的物理空间网格采用统一气体动理学方法依次进行计算，得到不同舵偏角时的操纵力矩，进而高效得到高空条件下飞行器舵面效率，进而基于舵面效率利用飞行器控制系统实现高效控制的方法。
其中，本发明在确保不同操纵面偏转角情况下，飞行器物理空间网格中块的顺序的一致性（即所述第二物理空间网格和所述第一物理空间网格具有相同的操纵面以外区域），对不同操纵面偏转角的计算状态，依次进行计算。操纵面偏转角不为0的状态，采用相近操纵面偏转角的计算结果做初始流场。与采用来流做初场相比，减少了迭代步数，节省了计算时间。根据不同操纵面偏转角的结果，能够更加高效地获得飞行器高空舵面效率。
优选的，本方法中物理空间网格的具体生成方式为：操纵面为六面体，操纵面的8个顶点分别为A1、B1、C1、D1、E1、F1、G1和H1，其中，点A1、B1、E1、F1、A、B、F和E均位于飞行器机身上，以点A、B、F和E作为顶点的矩形ABFE代表飞行器机身的一部分，以点A1、B1、E1和F1作为顶点的矩形A1B1E1F1位于矩形ABFE内，在远离所述飞行器机身的方向上以点D、C、G和H作为顶点构建矩形DCGH，矩形DCGH与以点D1、C1、G1和H1作为顶点的矩形D1C1G1H1平行，设定矩形DCGH的大小和位置，获得包围操纵面的五个六面体，对包围操纵面五个六面体填充结构化网格，以点A、B、C、D、E、F、G和H为顶点的六面体为操纵面区域，将操纵面区域以外的区域划分成若干个预设尺寸的第一六面体，在每个第一六面体中填充结构化网格。操纵面区域以外和操纵面区域以内的网格生成方法是相同的，本发明将一套物理空间网格分为操纵面区域以内和操纵面区域以外两部分是为了在舵偏发生变化时重复使用操纵面区域以外的网格，避免重复生成网格，减少工作量。
优选的，所述步骤3中和所述步骤5中均采用统一气体动理学方法进行计算。所述飞行器高度的范围为大于85km。在该高度条件下，传统的求解NS方程的方法失效，统一气体动理学方法可以有效的开展。
优选的，本方法基于计算机集群分批次进行计算。
优选的，统一气体动理学方法中三维速度空间采用均匀分布笛卡尔网格，三维速度空间网格的三个方向分别为u、v和w，三维速度空间网格范围为大于或等于
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
且小于或等于
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
为来流速度的模。
优选的，第一流场中每个物理空间网格单元的宏观量取来流条件，分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。
优选的，所述步骤4还包括：调整第二物理空间网格中各个网格块的输出顺序，所述第二物理空间网格中操纵面以外区域的网格块与所述第一物理空间网格中操纵面以外区域的网格块一一对应。这样一一对应的关系是为了确保下一步骤数值模拟中的初始流场可以通过直接读取步骤3的收敛流场得到，避免空间位置查找等复杂耗时的操作。
优选的，步骤5中第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取步骤3中采用第一物理空间网格计算得到的收敛宏观量，分布函数取步骤3中采用第一物理空间网格计算得到的收敛分布函数。在高空条件下，飞行器都是以高超声速进行飞行，舵面偏转的影响范围比较小，不同舵面偏转角下最终的收敛流场之间变化不太大，这样的初始宏观流场及分布函数设置会大大加速得到收敛流场的进程。当前状态的计算时间与直接采用来流宏观量以及对应的平衡态分布函数做初场的计算时间相比会大幅减少。
优选的，步骤5中统一气体动理学方法中速度空间网格与步骤3中采用第一物理空间网格计算时的速度空间网格保持一致。这样的话，步骤5中第二流场中的分布函数可以通过直接读取步骤3中收敛的分布函数文件得到。如果二者采用不同的速度空间网格，为了给出第二流场中的分布函数则需要在不同速度空间网格上进行分布函数的插值操作，会增加时间和计算成本。
优选的，操纵面的舵面效率
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
的计算方式为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为第二力矩系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为第一力矩系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为调整后的操纵面的舵偏角值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
为操纵面舵偏角初始值（一般为0），根据操纵面种类（升降舵、偏航舵、差动舵）的不同，力矩系数分别对应于俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数。
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：
本发明能够降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。
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为基于舵面效率的飞行器控制方法的流程示意图；
图2是升降舵的结构示意图；
图3是升降舵无偏转时物理空间网格拓扑示意图；
图4是升降舵有偏转时物理空间网格拓扑示意图；
图5是类DS6外形飞行器升降舵无偏转时物理空间网格示意图。
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。
实施例
请参考图1，图1为基于舵面效率的飞行器控制方法的流程示意图，本发明实施例中以操纵面为升降舵时进行举例介绍，在实际应用中操纵面可以是升降舵，也可以是偏航舵或差动舵等等，本发明不对操纵面的具体形式进行限定，操纵面的具体定义可参考文献：导弹飞行力学-伍友利等编著-西安电子科技大学出版社-2021年，本发明实施例不对操纵面的具体定义进行赘述，本发明实施例提供了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，所述方法包括：
步骤1：针对具有升降舵的飞行器，设定初始参数和确定飞行器的物理空间网格的外边界范围，所述初始参数包括：飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角
Figure 767117DEST_PATH_IMAGE002
和飞行侧滑角
Figure 418678DEST_PATH_IMAGE004
，其中，所述飞行器的物理空间网格包括：升降舵以内区域和升降舵以外区域；
步骤2：在升降舵的舵偏角为零时，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第一物理空间网格；
步骤3：基于所述初始参数设定来流条件，基于所述来流条件构建第一流场，基于所述第一流场和所述第一物理空间网格进行计算获得对应的第一俯仰力矩系数；
步骤4：调整升降舵的舵偏角，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第二物理空间网格；其中，所述第二物理空间网格和所述第一物理空间网格具有相同的升降舵以外区域；
步骤5：基于所述初始参数设定来流条件，基于步骤3计算收敛的流场构建第二流场，基于所述第二流场和所述第二物理空间网格进行计算获得对应的第二俯仰力矩系数；
步骤6：基于所述第一俯仰力矩系数、所述第二俯仰力矩系数和舵偏角的变化量计算获得升降舵的舵面效率；
步骤7：重复步骤4至步骤6，直至获得多个不同舵偏角下的升降舵的舵面效率；
步骤8：改变所述初始参数的数值，重复步骤2至步骤7，直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；
步骤9：飞行器控制系统基于获得的舵面效率进行建模，获得飞行器的气动力或气动力矩建模表达式，飞行器飞行过程中飞行器控制系统根据气动力或气动力矩建模表达式对飞行器的姿态进行实时控制。
为了解决现有技术中计算代价大、计算效率低的问题，针对上述问题，本发明将不同舵偏角下的舵面附近的物理空间网格拓扑进行统一化处理，再针对不同舵面偏转角度的物理空间网格采用统一气体动理学方法依次进行计算，得到不同舵偏角时的操纵力矩，进而能够高效得到高空条件下飞行器舵面效率，进而能够基于舵面效率有效的对飞行器进行控制。
具体实施步骤如下：
步骤1，物理空间网格生成前的准备工作：针对任意具有操纵面的飞行器,固定飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角
Figure 745885DEST_PATH_IMAGE002
、飞行侧滑角
Figure 875515DEST_PATH_IMAGE004
，确定物理空间网格外边界的范围。
步骤2，在操纵面无舵偏角（以控制俯仰力矩的升降舵为例，舵偏角
Figure 221046DEST_PATH_IMAGE022
=0）时，采用网格生成软件（如Gridgen，本实施例中也可以采用其他软件生成，本实施例不对具体的软件进行限定）生成飞行器物理空间网格。通常的物理空间网格生成策略是：基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，在飞行器的表面网格与步骤1确定的外边界之间生成物理空间网格。本发明中飞行器升降舵会发生偏转，意味着不同的升降舵偏转情形下飞行器外形发生了变化，因而生成的物理空间网格是不一样的。为了减少重复手工劳动及计算量，本发明将一套物理空间网格分为两部分：升降舵区域以内、升降舵区域以外。不同的升降舵舵偏下物理空间网格中升降舵区域以外的网格是相同的，变化的只是升降舵区域以内的网格。图2给出了飞行器升降舵示意图。其中，六个四边形A1B1C1D1、E1F1G1H1、A1D1H1E1、B1C1G1F1、A1B1F1E1、D1C1G1H1围起来的六面体为升降舵。以下为了表述方便，六面体以其八个顶点A1-B1-C1-D1-E1-F1-G1-H1表示。四边形ABFE代表飞行器机身的一部分。
在生成升降舵附近的网格时，首先在空间合适的位置划定四边形DCGH（见图3），四边形DCGH的空间位置及大小选取遵循以下指导原则：四边形DCGH与四边形D1C1G1H1平行，二者之间距离取线段D1C1长度的3~5倍，四边形DCGH为矩形，边长DC取线段D1C1长度的2~3倍，边长CG取线段C1G1长度的1.5~2倍。升降舵为六面体，升降舵的8个顶点分别为A1、B1、C1、D1、E1、F1、G1和H1，其中，A1、B1、E1、F1位于飞行器机身上，点A、B、F和E位于飞行器机身上，以点A、B、F和E作为顶点的矩形ABFE代表飞行器机身的一部分，以点A1、B1、E1和F1作为顶点的矩形A1B1E1F1位于矩形ABFE内，在远离所述飞行器机身的方向上以点D、C、G和H作为顶点构建矩形DCGH，矩形DCGH与以点D1、C1、G1和H1作为顶点的矩形D1C1G1H1平行，设定矩形DCGH的大小和位置，获得包围升降舵五个六面体分别为：以点A、B、C、D、A1、B1、C1和D1为顶点的六面体ABCDA1B1C1D1，以点E、F、G、H、E1、F1、G1和H1为顶点的六面体EFGHE1F1G1H1，以点B、C、C1、B1、F、G、G1和F1为顶点的六面体BCC1B1FGG1F1，以点A、A1、D1、D、E、E1、H1和H为顶点的六面体AA1D1DEE1H1H，以点C、C1、D1、D、G、G1、H1和H为顶点的六面体CC1D1DGG1H1H，包围升降舵五个六面体中分别填充结构化网格。升降舵区域（六面体A-B-C-D-E-F-G-H）以外的网格按照常规方法，划分成若干个大六面体，在每个大六面体中填充结构化网格。升降舵区域以外和升降舵区域以内的网格生成方法是相同的，本发明将一套物理空间网格分为升降舵区域以内和升降舵区域以外两部分是为了在舵偏发生变化时重复使用升降舵区域以外的网格，避免重复生成网格，减少工作量。记本步骤生成的飞行器网格为物理空间网格1。
步骤3，设定来流条件为：高度H，马赫数M，攻角
Figure 840246DEST_PATH_IMAGE002
、侧滑角
Figure 841700DEST_PATH_IMAGE004
。在步骤2生成的物理空间网格1上，采用统一气体动理学方法进行计算，得到对应的气动力/力矩。初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取来流条件，分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。记本步骤得到的俯仰力矩为
Figure 571759DEST_PATH_IMAGE018
。
统一气体动理学方法中速度空间采用均匀分布笛卡尔网格。三维速度空间网格的三个方向分别为u、v、w。网格范围设置为(
Figure DEST_PATH_IMAGE023
,
Figure 522528DEST_PATH_IMAGE008
)。其中
Figure 312630DEST_PATH_IMAGE010
为来流速度的模。
统一气体动理学方法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。
步骤4，以10度或20度为间隔改变升降舵舵偏角，确保升降舵偏转之后不会偏出升降舵区域（六面体A-B-C-D-E-F-G-H）之外，重新生成升降舵区域的网格。如图4所示，舵面绕舵轴偏转一定角度（记为
Figure DEST_PATH_IMAGE025
）之后，代表升降舵的六面体变成了A2-B2-C2-D2-E2-F2-G2-H2，但是升降舵区域仍然是六面体A-B-C-D-E-F-G-H。在包围升降舵的五个六面体A-B-C-D-A2-B2-C2-D2、E-F-G-H-E2-F2-G2-H2、B-C-C2-B2-F-G-G2-F2、A-A2-D2-D-E-E2-H2-H、C-C2-D2-D-G-G2-H2-H中分别填充结构化网格。升降舵区域（六面体A-B-C-D-E-F-G-H）以外的网格与步骤2中的升降舵区域（六面体A-B-C-D-E-F-G-H）以外的网格相同。记本步骤生成的飞行器网格为物理空间网格2。
调整物理空间网格2中各个块的输出顺序，使物理空间网格2与物理空间网格1中升降舵区域以外的网格块一一对应，六面体A-B-C-D-A2-B2-C2-D2中的网格块与物理空间网格1中六面体A-B-C-D-A1-B1-C1-D1中的网格块相对应，六面体E-F-G-H-E2-F2-G2-H2中的网格块与物理空间网格1中六面体E-F-G-H-E1-F1-G1-H1中的网格块相对应，六面体B-C-C2-B2-F-G-G2-F2中的网格块与物理空间网格1中六面体B-C-C1-B1-F-G-G1-F1中的网格块相对应，六面体A-A2-D2-D-E-E2-H2-H中的网格块与物理空间网格1中六面体A-A1-D1-D-E-E1-H1-H中的网格块相对应，六面体C-C2-D2-D-G-G2-H2-H中的网格块与物理空间网格1中六面体C-C1-D1-D-G-G1-H1-H中的网格块相对应。这样一一对应的关系是为了确保下一步骤数值模拟中的初始流场可以通过直接读取步骤3的收敛流场得到，避免空间位置查找等复杂耗时的操作。
步骤5，设定来流条件为：高度H，马赫数M，攻角
Figure 332538DEST_PATH_IMAGE002
、侧滑角
Figure 866288DEST_PATH_IMAGE004
。在步骤4生成的物理空间网格2上，采用统一气体动理学方法进行计算，得到对应的气动力/力矩。初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取步骤3中采用物理空间网格1计算得到的收敛宏观量，分布函数取步骤3中采用物理空间网格1计算得到的收敛分布函数。这是至关重要的，在高空条件下，飞行器都是以高超声速进行飞行，舵面偏转的影响范围比较小，不同舵面偏转角下最终的收敛流场之间变化不太大，这样的初始宏观流场及分布函数设置会大大加速得到收敛流场的进程。当前状态的计算时间与直接采用来流宏观量以及对应的平衡态分布函数做初场的计算时间相比会大幅减少。
统一气体动理学方法中速度空间网格与步骤3中采用物理空间网格1计算时的速度空间网格保持一致。
记本步骤得到的俯仰力矩为
Figure DEST_PATH_IMAGE027
。
步骤6，根据舵面效率的定义以及步骤3与步骤5的结果，可以得到升降舵舵面效率
Figure 405985DEST_PATH_IMAGE012
为：
Figure 632567DEST_PATH_IMAGE014
步骤7，根据实际需要改变舵面偏转角，重复步骤4-步骤6。可以得到不同舵面偏转角情形下的舵面效率。
步骤8，改变飞行器来流条件（包括飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角
Figure 608613DEST_PATH_IMAGE002
、飞行侧滑角
Figure 680474DEST_PATH_IMAGE004
），重复步骤2-步骤7。可以得到不同高度、马赫数、攻角、侧滑角条件下的舵面效率。
将这些舵面效率结果交给飞行器控制系统进行建模，得到飞行器气动力/力矩建模表达式。飞行器飞行过程中根据力/力矩建模表达式对飞行器姿态进行实时控制。
下面给出类DS6外形飞行器的具体实施实例。
飞行高度确定为100km，来流马赫数为10，攻角10度，侧滑角0度。升降舵偏转角分别为-20、0、20度。
采用Gridgen生成物理空间网格，网格单元数306444，升降舵无偏转时网格示意图见图5。
速度空间网格u、v、w三个方向网格点数都取33。三维速度空间网格点数35937。
飞行器参考长度12.3m。参考面积4.68m2。
基于升降舵无偏转的物理空间网格和速度空间网格，设置来流攻角，采用统一气体动理学方法在大型计算机集群上进行并行计算，初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取来流条件，分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。2000步即可得到升降舵无偏转时飞行器的气动力/力矩系数。耗费机时10万核时。俯仰力矩系数为0.005。
生成升降舵偏转角20度时的物理空间网格。基于此物理空间网格，采用统一气体动理学方法在大型计算机集群上进行并行计算，初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取升降舵无偏转时已经收敛了的流场中的宏观量，分布函数取升降舵无偏转时已经收敛了的分布函数。500步即可得到升降舵偏转角20度时飞行器的气动力/力矩系数。耗费机时2.5万核时。俯仰力矩系数为-0.018。
根据升降舵无偏转和20度偏转时的俯仰力矩系数，可以得到升降舵正向偏转时的舵面效率为：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
生成升降舵偏转角-20度时的物理空间网格。基于此物理空间网格，采用统一气体动理学方法在大型计算机集群上进行并行计算，初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取升降舵无偏转时已经收敛了的流场中的宏观量，分布函数取升降舵无偏转时已经收敛了的分布函数。500步即可得到升降舵偏转角-20度时飞行器的气动力/力矩系数。耗费机时2.5万核时。俯仰力矩系数为0.008。
根据升降舵无偏转和负20度偏转时的俯仰力矩系数，可以得到升降舵负向偏转时的舵面效率为：
Figure DEST_PATH_IMAGE031
可以看出，升降舵正向偏转与负向偏转时的舵面效率有很大差别。在气动力/力矩建模时需要特别注意。
本例中，常规方法逐个计算得到3个舵面偏转角下气动力/力矩系数的资源消耗为10x3=30万核时。采用本发明的方法，资源消耗为10+2.5x2=15万核时，减少15万核时，降幅50%。
本发明的技术关键点是确保不同操纵面偏转角情况下，飞行器物理空间网格中块的顺序的一致性，对不同操纵面偏转角的计算状态，依次进行计算。操纵面偏转角不为0的状态，采用相近操纵面偏转角的计算结果做初始流场。与采用来流做初场相比，减少了迭代步数，节省了计算时间。根据不同操纵面偏转角的结果，能够更加高效地获得飞行器高空舵面效率。
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)

1.一种基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤1：针对具有操纵面的飞行器，设定初始参数和确定飞行器的物理空间网格的外边界范围，所述初始参数包括：飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和飞行侧滑角
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，其中，所述飞行器的物理空间网格包括：操纵面以内区域和操纵面以外区域；
步骤2：在操纵面的舵偏角为零时，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第一物理空间网格；
步骤3：基于所述初始参数设定来流条件，基于所述来流条件构建第一流场，基于所述第一流场和所述第一物理空间网格进行计算获得对应的第一力矩系数；
步骤4：调整操纵面的舵偏角，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第二物理空间网格；其中，所述第二物理空间网格和所述第一物理空间网格具有相同的操纵面以外区域；
步骤5：基于所述初始参数设定来流条件，基于步骤3计算收敛的流场构建第二流场，基于所述第二流场和所述第二物理空间网格进行计算获得对应的第二力矩系数；
步骤6：基于所述第一力矩系数、所述第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；
步骤7：重复步骤4至步骤6，直至获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；
步骤8：改变所述初始参数的数值，重复步骤2至步骤7，直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；
步骤9：飞行器控制系统基于获得的舵面效率进行建模，获得飞行器的气动力或气动力矩建模表达式，飞行器飞行过程中飞行器控制系统根据气动力或气动力矩建模表达式对飞行器的姿态进行实时控制。
2.根据权利要求1所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，本方法中物理空间网格的具体生成方式为：操纵面为六面体，操纵面的8个顶点分别为A1、B1、C1、D1、E1、F1、G1和H1，其中，点A1、B1、E1、F1、A、B、F和E均位于飞行器机身上，以点A、B、F和E作为顶点的矩形ABFE代表飞行器机身的一部分，以点A1、B1、E1和F1作为顶点的矩形A1B1E1F1位于矩形ABFE内，在远离所述飞行器机身的方向上以点D、C、G和H作为顶点构建矩形DCGH，矩形DCGH与以点D1、C1、G1和H1作为顶点的矩形D1C1G1H1平行，设定矩形DCGH的大小和位置，获得包围操纵面的五个六面体，对包围操纵面五个六面体填充结构化网格，以点A、B、C、D、E、F、G和H为顶点的六面体为操纵面区域，将操纵面区域以外的区域划分成若干个预设尺寸的第一六面体，在每个第一六面体中填充结构化网格。
3.根据权利要求1所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，所述步骤3中和所述步骤5中均采用统一气体动理学方法进行计算。
4.根据权利要求3所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，本方法基于计算机集群分批次进行计算。
5.根据权利要求3所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，统一气体动理学方法中三维速度空间采用均匀分布笛卡尔网格，三维速度空间网格的三个方向分别为u、v和w，三维速度空间网格范围为大于或等于
Figure DEST_PATH_IMAGE006
且小于或等于
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为来流速度的模。
6.根据权利要求3所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，第一流场中每个物理空间网格单元的宏观量取来流条件，分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。
7.根据权利要求1所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，所述步骤4还包括：调整第二物理空间网格中各个网格块的输出顺序，所述第二物理空间网格中操纵面以外区域的网格块与所述第一物理空间网格中操纵面以外区域的网格块一一对应。
8.根据权利要求3所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，步骤5中第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取步骤3中采用第一物理空间网格计算得到的收敛宏观量，分布函数取步骤3中采用第一物理空间网格计算得到的收敛分布函数。
9.根据权利要求1所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，步骤5中统一气体动理学方法中速度空间网格与步骤3中采用第一物理空间网格计算时的速度空间网格保持一致。
10.根据权利要求1-9中任意一个所述的基于舵面效率的飞行器控制方法，其特征在于，操纵面的舵面效率
Figure DEST_PATH_IMAGE012
的计算方式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为第二力矩系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为第一力矩系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为调整后的操纵面的舵偏角值，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为操纵面舵偏角初始值。
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