CN114444216B - 基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统 - Google Patents

基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统，涉及飞行器控制领域，包括：获得飞行器外形信息以及与飞行器相关的N个计算状态，获得飞行器的物理空间网格；基于来流条件构建第一流场，基于第一流场和物理空间网格对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算得到对应的气动力系数或气动力矩系数，基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制，本发明降低了飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。

Description

基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统。
背景技术
在飞行器装机气动力数据库建设以及许多工程应用过程中，需要通过建模得到气动力/力矩的表达式，这一过程中给定正确的力/力矩静导数十分重要。以俯仰力矩静导数为例，该静导数通常定义为俯仰力矩随攻角的变化率。飞行器平衡位置时俯仰力矩静导数为负，表明飞行器具有纵向静稳定性，意味着当飞行器由平衡位置偏离某个小角度时，俯仰力矩的作用朝着返回原来平衡位置的方向。反之，俯仰力矩静导数为正，表明飞行器不具有纵向静稳定性，意味着当飞行器由平衡位置偏离某个小角度时，俯仰力矩的作用朝着偏离原来平衡位置的方向。根据静导数的符号以及准确数值，飞行器控制系统能够根据姿态角的变化对飞行器飞行姿态进行实时调整，确保飞行安全。
在高空条件下，传统的求解NS方程的方法失效。通常固定来流高度、来流马赫数，采用统一气体动理学方法进行一定攻角/侧滑角范围内每个攻角/侧滑角的模拟，以便获得高空条件下随攻角/侧滑角变化的气动力/力矩曲线。进而求得力/力矩关于攻角/侧滑角的静导数。
统一气体动理学方法是一种适用于全流域的数值模拟方法，在高空条件下具有模拟精度高的特点。但是这种方法不仅仅需要在物理空间进行离散，还需要对速度空间进行离散，因而计算量很大。一个统一气体动理学方法状态的计算量要比常规NS方程状态计算量高4-5个量级，通常统一气体动理学方法数值模拟都是在高性能计算机集群上采用千核以上并行计算。要想确保力/力矩静导数的计算精度，需要攻角/侧滑角间隔不能太大。因而得到一条高精度的随攻角/侧滑角变化的气动力/力矩曲线，需要几个甚至十几个攻角/侧滑角的计算结果，总的计算代价很高。
发明内容
本发明目的是降低飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。
为实现上述发明目的，本发明提供了一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，所述方法包括：
步骤1：获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 626202DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、…和
Figure 74501DEST_PATH_IMAGE004
，攻角间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure 650976DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 842922DEST_PATH_IMAGE008
、…和
Figure DEST_PATH_IMAGE009
，侧滑角间隔为
Figure 188453DEST_PATH_IMAGE010
；
步骤2：基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
步骤3：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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
步骤4：根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
步骤5：基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
步骤6：飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
其中，本方法的原理为：本发明的技术关键点是对随攻角或侧滑角变化的计算状态，分批次进行处理，二批次及以后的状态计算中，可以采用相近攻角或侧滑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。根据所有批次的结果，能够更加高效地获得飞行器高空气动力/力矩的静导数，进而能够高效的对飞行器进行控制。
优选的，本方法采用统一气体动理学方法对计算状态进行计算，本发明的应用范围为70km以上的高空，在这样的高度条件下，统一气体动理学方法是有效而且经常被选用的方法之一。
优选的，本发明所采用的统一气体动理学方法资源消耗大，常常需要采用计算机集群进行计算。从物理本质的角度来讲，相近的攻角或侧滑角的流场结构有一定的相似性，可以利用这种相似性，想办法降低计算量，因而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 DEST_PATH_IMAGE011
且小于或等于
Figure 807653DEST_PATH_IMAGE012
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
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，第一流场对应的分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。
其中，第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取上一个计算状态已经收敛了的流场中的宏观量，分布函数取上一个计算状态已经收敛了的分布函数。这是至关重要的，由于攻角/侧滑角比较接近，流场变化不太大，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4采用的统一气体动理学方法中的三维速度空间网格与步骤3采用的统一气体动理学方法中的三维速度空间网格一致。这样做可以避免不同速度空间网格上分布函数的插值操作，可以快速给出第二流场。
优选的，所述飞行器外形信息包括飞行器表面形状及飞行器表面上的关键点坐标。
优选的，所述飞行器高度的范围为大于70km。在该高度条件下，传统的求解NS方程的方法失效，本方法可以有效的开展。
优选的，所述步骤6具体包括：飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数进行建模，获得飞行器气动力或气动力矩建模表达式，飞行器控制系统在飞行器飞行过程中根据飞行器气动力或气动力矩建模表达式对飞行器姿态进行实时控制。
本发明还提供了一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制系统，所述系统包括：
计算状态获得单元，用于获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure 877284DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 341763DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 541800DEST_PATH_IMAGE003
、…和
Figure 800743DEST_PATH_IMAGE004
，攻角间隔为
Figure 820652DEST_PATH_IMAGE014
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure 885560DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 940103DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 901106DEST_PATH_IMAGE008
、…和
Figure 673890DEST_PATH_IMAGE009
，侧滑角间隔为
Figure 214593DEST_PATH_IMAGE010
；
物理空间网格获得单元，用于基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
第一计算单元，用于设定来流条件，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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
第二计算单元，用于根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
飞行器气动力或气动力矩静导数获得单元，用于基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
控制单元，用于飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
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：
本发明对随攻角或侧滑角变化的计算状态分批次进行处理，二批次及以后的状态计算中，可以采用相近攻角或侧滑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。根据所有批次的结果，能够更加高效地获得飞行器高空气动力/力矩的静导数，进而能够高效的对飞行器进行控制。
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为基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法的流程示意图；
图2为飞行器的物理空间网格示意图；
图3为不同攻角下俯仰力矩的变化曲线示意图。
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。
实施例一
请参考图1，图1为基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法的流程示意图，本发明实施例一提供了一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，所述方法包括：
步骤1：获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure 123643DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 989968DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 984469DEST_PATH_IMAGE003
、…和
Figure 125600DEST_PATH_IMAGE004
，攻角间隔为
Figure 889157DEST_PATH_IMAGE014
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure 926383DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 142601DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 556264DEST_PATH_IMAGE008
、…和
Figure 174328DEST_PATH_IMAGE009
，侧滑角间隔为
Figure 382455DEST_PATH_IMAGE010
；
步骤2：基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
步骤3：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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
步骤4：根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
步骤5：基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
步骤6：飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
其中，本发明一种采用统一气体动理学方法在计算机集群上按照攻角/侧滑角序列依次进行数值模拟，得到高空条件下随攻角/侧滑角变化的飞行器气动力/力矩曲线，进而得到高空气动力/力矩静导数的高效方法，进而能够高效的对飞行器进行控制。
具体实施步骤如下：
步骤1：针对某一特定飞行器外形（飞行器外形可由飞行器设计方提供数模，数模包含飞行器表面形状及关键点坐标，数模可供网格生成软件读入）根据给定的飞行高度H、飞行马赫数M确定需要模拟的攻角或侧滑角范围以及攻角或侧滑角间隔，得到计算状态总数N；每个计算状态是否包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角；按照攻角或侧滑角从低到高的次序，计算状态编号序列1为：1，2，3，…，N。对应的攻角或侧滑角分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，
Figure 617127DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
，…，
Figure 568903DEST_PATH_IMAGE018
。攻角间隔或侧滑角间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE019
。
步骤2：根据步骤1中高度、马赫数、攻角范围来确定外边界的大小，采用商业软件（如Gridgen）生成统一的飞行器物理空间网格，确保网格外边界能够适用于所有N个计算状态。
步骤3：设定来流条件为：高度H，马赫数M，攻角
Figure 572631DEST_PATH_IMAGE020
/侧滑角
Figure DEST_PATH_IMAGE021
。初始流场（即第一流场）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。在步骤2生成的物理空间网格上，采用统一气体动理学方法计算第一个状态，得到对应的气动力/力矩系数。
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 482818DEST_PATH_IMAGE022
。其中
Figure 673628DEST_PATH_IMAGE013
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：改变来流的攻角或侧滑角，在步骤2生成的物理空间网格上，采用统一气体动理学方法进行计算，得到下一个计算状态的气动力/力矩系数。
本步骤进行计算时，统一气体动理学方法中速度空间网格与步骤3中速度空间网格保持一致。
本步骤进行计算时，初始流场中每个物理空间网格单元的宏观量取上一个计算状态已经收敛了的流场中的宏观量，分布函数取上一个计算状态已经收敛了的分布函数。这是至关重要的，由于攻角/侧滑角比较接近，流场变化不太大，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。
步骤5：重复上一步骤，直至所有的计算状态都完成。
步骤6：根据静导数的定义以及所有计算状态的气动力/力矩结果，获得当前高度H、马赫数M时飞行器力/力矩静导数的具体数值。
将上述力/力矩静导数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X38外形飞行器的具体实施实例。
飞行高度确定为90km，来流马赫数为8。攻角范围0度-50度，攻角间隔5度。需要给出精确俯仰力矩静导数的状态共计11个。对应的攻角分别为0度、5度、10度、15度、20度、25度、30度、35度、40度、45度、50度。
采用Gridgen生成物理空间网格，网格单元数334434，网格示意图见图2。
生成速度空间网格，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4.67m。参考面积6.68m2。
基于物理空间网格和速度空间网格，设置来流攻角为0度，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。3000步即可得到0度攻角时飞行器的气动力/力矩系数。耗费机时12万核时。
基于相同的物理空间网格和速度空间网格，设置来流攻角为5度，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0度攻角时已经收敛了的流场中的宏观量，分布函数取0度攻角时已经收敛了的分布函数。1000步即可得到5度攻角时飞行器的气动力/力矩系数。耗费机时4万核时。
依次类推，直至获得50度攻角时的气动力/力矩系数。
图3给出了不同攻角下俯仰力矩的变化曲线。根据曲线，可以得到每一个攻角下俯仰力矩对攻角的静导数
Figure DEST_PATH_IMAGE023
。具体按以下公式计算：
Figure 694674DEST_PATH_IMAGE024
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE025
表示攻角为
Figure 287329DEST_PATH_IMAGE026
时的俯仰力矩系数，上标
Figure 102838DEST_PATH_IMAGE027
代表对攻角的静导数。
常规方法逐个计算得到11个攻角下气动力/力矩系数的资源消耗为12x11=132万核时。采用本发明的方法，资源消耗为12+10x4=52万核时，减少80万核时，降幅约61%。
实施例二
本发明实施例二提供了一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制系统，所述系统包括：
计算状态获得单元，用于获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure 780944DEST_PATH_IMAGE001
、
Figure 74522DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 787263DEST_PATH_IMAGE003
、…和
Figure 242515DEST_PATH_IMAGE004
，攻角间隔为
Figure 407918DEST_PATH_IMAGE014
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure 505187DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 72434DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 698588DEST_PATH_IMAGE008
、…和
Figure 351286DEST_PATH_IMAGE009
，侧滑角间隔为
Figure 252246DEST_PATH_IMAGE010
；
物理空间网格获得单元，用于基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
第一计算单元，用于设定来流条件，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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
第二计算单元，用于根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
飞行器气动力或气动力矩静导数获得单元，用于基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
控制单元，用于飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
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)

1.一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤1：获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure DEST_PATH_IMAGE006
、…和
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，攻角间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE010
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE016
、…和
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，侧滑角间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE020
；
步骤2：基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
步骤3：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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
步骤4：根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
步骤5：基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
步骤6：飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
2.根据权利要求1所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，本方法采用统一气体动理学方法对计算状态进行计算。
3.根据权利要求2所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，本方法基于计算机集群分批次进行计算。
4.根据权利要求2所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，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_IMAGE022
且小于或等于
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为来流速度的模。
5.根据权利要求1所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，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，第一流场对应的分布函数取来流条件中宏观量对应的平衡态分布函数。
6.根据权利要求2所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，步骤4采用的统一气体动理学方法中的三维速度空间网格与步骤3采用的统一气体动理学方法中的三维速度空间网格一致。
7.根据权利要求1所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述飞行器外形信息包括飞行器表面形状及飞行器表面上的关键点坐标。
8.根据权利要求1所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述飞行器高度的范围为大于70km。
9.根据权利要求1所述的基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述步骤6具体包括：飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数进行建模，获得飞行器气动力或气动力矩建模表达式，飞行器控制系统在飞行器飞行过程中根据飞行器气动力或气动力矩建模表达式对飞行器姿态进行实时控制。
10.一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制系统，其特征在于，所述系统包括：
计算状态获得单元，用于获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：
Figure 810436DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 993156DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 976156DEST_PATH_IMAGE006
、…和
Figure 338742DEST_PATH_IMAGE008
，攻角间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE027
；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：
Figure 621955DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure 709997DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 445872DEST_PATH_IMAGE016
、…和
Figure 848034DEST_PATH_IMAGE018
，侧滑角间隔为
Figure 782492DEST_PATH_IMAGE020
；
物理空间网格获得单元，用于基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；
第一计算单元，用于设定来流条件，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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；
第二计算单元，用于根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算，分别得到对应的气动力系数或气动力矩系数，其中，计算状态i的计算方式为：基于计算状态i对应的飞行器攻角或飞行器侧滑角更新所述来流条件，基于计算状态i-1的计算结果构建第二流场，基于所述第二流场和所述第一物理空间网格对计算状态i进行计算，其中，计算状态i对应的第二流场中每个物理空间网格单元的宏观量取计算状态i-1对应已收敛的第二流场中的宏观量，计算状态i对应的分布函数取计算状态i-1对应已收敛了的分布函数，i大于1且小于或等于N；
飞行器气动力或气动力矩静导数获得单元，用于基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；
控制单元，用于飞行器控制系统基于所述飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制。
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