CN115016518A - 一种直升机姿态规划控制系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种直升机姿态规划控制系统及方法，属于旋翼类飞行器动态控制技术领域，包括：用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型的直升机模型确定模块；用于在任一雷达入射方向下对各直升机模型进行雷达扫描时，计算各直升机模型的RCS值，构建得到RCS数据库的RCS数据库构建模块；用于确定任一雷达入射方向的RCS均值的RCS均值确定模块；用于将RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向的目标入射方向确定模块；用于按照目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于目标雷达扫描源的位置关系的直升机姿态调整模块。实现了对直升机与目标雷达发射源之间最优位置关系的规划，提高了直升机的隐身性能。
Description
技术领域
本发明涉及旋翼类飞行器动态控制技术领域，特别是涉及一种直升机姿态规划控制系统及方法。
背景技术
雷达散射截面(Radar Cross Section，简称RCS)是一种能够衡量飞行器目标反射电磁波能力大小的物理量，它是根据雷达波照射到飞行器表面后反射出的雷达回波能量与入射波能量比值进行定义的，RCS越小则飞行器隐身性越好。同时，RCS也是探测雷达搜寻和甄别飞行器的主要依据。
直升机与固定翼类飞行器最显著的不同是直升机具有主旋翼和尾桨等旋转部件，固定翼飞机相同角度处的RCS仅仅是一个定值，而雷达波即使从同一角度对飞行中的直升机进行照射，由于其主旋翼和尾桨等旋转部件是在持续旋转的，其RCS数值也是在周期性动态变化的，而且世界上直升机种类繁多，每一种直升机都有其特定的RCS特征，并且不同角度的RCS不同、雷达从不同方位探测到直升机的概率也不同。因此，若能使用某种通用的数值计算方法建立起直升机目标的动态RCS数据库，则基于此数据库能够实现规划和控制直升机的隐身最优方位角，具有重要意义。
发明内容
本发明的目的是提供一种直升机姿态规划控制系统及方法，实现了对直升机与目标雷达发射源之间最优位置关系的规划，提高了直升机的隐身性能。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种直升机姿态规划控制系统，包括：
直升机模型确定模块，用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
RCS数据库构建模块，用于在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；
RCS均值确定模块，用于确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
目标入射方向确定模块，用于将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
直升机姿态调整模块，用于按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
可选地，所述直升机模型确定模块包括：
目标机身模型确定单元，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
旋翼模型确定单元，用于根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
可选地，所述直升机模型确定模块包括：
目标机身模型确定单元，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
桨叶个数确定单元，用于确定直升机旋翼的桨叶个数；
旋翼模型确定单元，用于根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
可选地，所述直升机模型确定模块还包括：
旋翼模型周期性填充单元，用于根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
对应于前述的直升机姿态规划控制系统，本发明还提供了一种直升机姿态规划控制方法，包括以下步骤：
确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；
确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
可选地，所述确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型，具体包括：
确定直升机在所述目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
可选地，所述确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型，具体包括：
确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
确定直升机旋翼的桨叶个数；
根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
可选地，在所述根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型之后，所述直升机姿态规划控制方法还包括：
根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的一种直升机姿态规划控制系统及方法，直升机姿态规划控制系统包括：用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型的直升机模型确定模块；目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；用于在任一雷达入射方向下对N个直升机模型进行雷达扫描时，计算N个直升机模型的RCS值，构建得到直升机RCS数据库的RCS数据库构建模块；用于确定目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值的RCS均值确定模块；用于将RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向的目标入射方向确定模块；用于按照目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于目标雷达扫描源的位置关系的直升机姿态调整模块。本发明基于直升机的目标飞行状态确定直升机模型，并建立不同雷达入射方向下的RCS数据库，根据RCS数据库可以便捷地确定直升机在目标飞行状态下，于雷达扫描源来说隐身性能最高的目标雷达入射方向，当确定目标雷达扫描源的位置时，就可以根据目标雷达入射方向，调整直升机与目标雷达扫描源的位置关系，以保障直升机相对于目标雷达扫描源的隐身性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例1提供的一种直升机姿态规划控制系统的结构框图；
图2为本发明实施例2提供的一种直升机姿态规划控制方法的流程图；
图3为本发明实施例2提供的方法中地轴系与体轴系之间的转换关系示意图；
图4为本发明实施例2提供的方法中空间角度坐标系示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种直升机姿态规划控制系统及方法，实现了对直升机与目标雷达发射源之间最优位置关系的规划，提高了直升机的隐身性能。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例1：
本实施例提供了一种直升机姿态规划控制系统，如图1所示的结构示意图，该系统包括：
直升机模型确定模块1，用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
RCS数据库构建模块2，用于在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；RCS数据的计算具有多种解决方法，例如经典的几何光学法或物理光学法等，这些方法均已非常成熟，直接应用即可，因此RCS数据的计算方法不属于本发明涉及范畴。
RCS均值确定模块3，用于确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
目标入射方向确定模块4，用于将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
直升机姿态调整模块5，用于按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
在本实施例中，直升机模型确定模块1包括：
目标机身模型确定单元11，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
旋翼模型确定单元13，用于根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元14，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
在其他的一些实施方式中，直升机模型确定模块1包括：
目标机身模型确定单元11，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
桨叶个数确定单元12，用于确定直升机旋翼的桨叶个数；
旋翼模型确定单元13，用于根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元14，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
作为一种扩展的方案，所述直升机模型确定模块1还包括：
旋翼模型周期性填充单元15，用于根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
实施例2：
如图2所示的流程图，对应于实施例1所提供的一种直升机姿态规划控制系统，本实施例提供了一种直升机姿态规划控制方法，包括以下步骤：
S1、确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
步骤S1具体包括：
S11、确定直升机在所述目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
当直升机处于不同的飞行状态时，在空间中会呈现出不同的飞行姿态，而当直升机的飞行姿态改变时它的几何外形模型就会发生相应的变化。因此需要根据给定的直升机飞行状态确定其飞行姿态，以获得不同飞行状态下直升机准确的几何外形模型。
直升机的飞行姿态由静部件(即机身)的平衡姿态角和动部件(主旋翼和尾桨)的操纵量共同决定，当静部件的平衡姿态角和动部件的操纵量均确定时，直升机的飞行姿态唯一确定。当已知给定的直升机飞行状态时，通过飞行力学配平手段，能够计算出在某飞行状态下静部件的平衡姿态角和动部件的操纵量，进而能够基于上述求出的平衡姿态角和操纵量数据建立起不同飞行状态下直升机的几何外形模型。
静部件的平衡姿态角有2个，包括俯仰角Θ和滚转角Φ；动部件的操纵量有4个，包括主旋翼的总距操纵
横向和纵向周期变距操纵A1和B1，以及尾桨的总距操纵
以单旋翼带尾桨构型直升机为例，首先定义地轴系(即地面坐标系)与体轴系(即机体坐标系)。
地轴系ODXDYDZD用于确定直升机的姿态角(俯仰角和滚转角)和航向，原点OD固定于地面一点，XD指向正北方向，YD指向铅垂线向上方向，ZD符合右手定则(XDZD平行于地面)。为了便于计算，将地轴系平移至直升机上，即OD与直升机重心O重合。
体轴系OBXBYBZB原点OB位于直升机重心，XB轴指向机头正方向，与XDZD平面的夹角Θ是直升机的俯仰角，抬头为正，与XDYD平面的夹角Ψ是直升机的方位角，左偏为正。YB位于机体纵向对称面内，垂直于XB轴向上，XBYB平面与YD的夹角Φ是直升机的滚转角，向右偏转为正。ZB轴符合右手定则。
地轴系与体轴系之间的转换关系示意可以见附图3。
设主旋翼的总距操纵为
横向和纵向周期变距操纵分别为A1和B1，尾桨的总距操纵为
直升机重力为G。
基于动量叶素理论，可以将主旋翼在体轴系下的气动力3个分量表示为：
气动力矩3个分量可以表示为：
尾桨在体轴系下的气动力及气动力矩分量可分别表示为：
通过风洞试验数据或经验公式可以获得体轴系下的机身气动力及气动力矩分量为：
FF-BX,FF-BY,FF-BZ,MF-BX,MF-BY,MF-BZ
以及，直升机的平尾和垂尾共同产生的气动力和气动力矩体轴系分量为：
FW-BX,FW-BY,FW-BZ,MW-BX,MW-BY,MW-BZ
根据地轴系到体轴系的坐标转换关系，可以得到直升机重力G在体轴系中的3个分量分别为：
GBX＝-GsinΘ
GBY＝-GcosΘcosΦ
GBZ＝GcosΘsinΦ
根据配平状态下的空气动力及力矩平衡条件，可以列出直升机飞行动力学平衡方程如下：
使用数值方法求解上述方程组，即可获得直升机以任意状态飞行时的2个平衡姿态角Θ，Φ以及4个操纵量
A1，B1，
通过求解直升机飞行动力学平衡方程，能够掌握直升机飞行的实时姿态角和旋翼/尾桨的运动规律，进而能够对不同状态的直升机模型进行建立，为RCS计算提供准确模型输入。
S12、根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
由于直升机的主旋翼和尾桨是始终旋转的，当它们处在不同的旋转角上时，与机身的相对位置关系就会发生变化，这时直升机的几何外形模型也会改变。因此还需要在给定飞行状态的直升机几何外形模型的基础上，对其动部件进行旋转角度的划分，以获得在给定飞行状态下，主旋翼和尾桨动态旋转的直升机几何外形模型。由于主旋翼和尾桨的旋转角度之间一般存在固定的相位关系，即已知其中一个的旋转角度即可求出另一个的旋转角度，因此，本发明只对主旋翼的旋转角度进行划分。首先根据桨叶片数确定旋翼旋转角度的总范围，再给出旋翼旋转角度的划分间隔，在旋转总范围内依据划分间隔对旋翼的旋转角进行划分。
旋翼旋转角度的划分间隔需满足一定要求：设旋翼的半径为R，转速Ω，雷达波波长λ，α是雷达波入射方向与桨盘平面的夹角，则旋翼旋转产生的最大微多普勒频移Fmax为：
旋翼旋转角度划分的最大采样时间间隔Ts应满足以下条件：
旋翼转速Ω的量纲为rad/s，则旋翼旋转角度的最大划分间隔度数δ(°)应满足：
综上所述，在每个确定的飞行状态下，直升机的机身姿态角和旋翼(尾桨)操纵量确定，则旋翼旋转角度的划分数量NUM_R应满足：
S13、根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
S2、在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；
在确定直升机的N个模型后，需要对直升机在空间多个方位处的RCS进行计算，为此，建立如图4所示的空间角度坐标系OXYZ，空间角度坐标系的O点位于直升机机体重心，XY平面平行于地面。P是坐标系OXYZ中的任意一点，使用角度坐标
描述P的位置，其中，θ是线段OP与Z轴的夹角，其范围满足0°≤θ≤180°，当P位于Z轴正方向上时θ＝0°，当P位于Z轴负方向上时θ＝180°；P'是P在XY平面上的投影，
是线段OP'与X轴的夹角。θ属于雷达入射点相对于直升机的俯仰向角度，
属于雷达入射点相对于直升机的偏航向角度。
通常情况下，直升机俯仰角60°和-60°以外的区域不属于重点角域范围，因此划定建立直升机动态RCS数据库时的雷达波照射方位集合为：
俯仰向角度间隔Δθ，偏航向角度间隔
总照射方位的个数NUM_I为:
对于同一架直升机目标来说，首先需确定它的飞行状态个数i，针对每种飞行状态存在与之对应的配平状态TRIM_1，TRIM_2，……，TRIM_i-1，TRIM_i，每一种配平状态下都有确定的直升机姿态角和操纵量：
……
因此，直升机的每一种配平状态TRIM_k(k＝1,……,i)属于数据库的一级栏目，即完整的直升机动态RCS数据库应包含i个一级数据库。
雷达波照射方位
属于数据库的二级栏目，并按照如下矩阵排列方式放置于一级栏目下，即每个一级数据库应包含NUM_I个二级数据库。
在同一个雷达波照射方位角下，需对旋翼旋转的直升机动态RCS进行离散采样，旋翼旋转角度的划分个数为NUM_R，即每一个二级数据库中应包含NUM_R个RCS数据。
综上所述，针对一个直升机目标，其完整的动态RCS数据库应包含总数目为i×NUM_I×NUM_R的RCS数据。
S3、确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
S4、将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
S5、按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
实施例3：
本实施例所提供的直升机姿态规划控制方法，与实施例2所提供的方法大致相同，不同之处在于：步骤S1确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型，具体包括：
S11、确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
S12、确定直升机旋翼的桨叶个数；
S13、根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
在准确生成直升机配平状态下的模型后，维持机身不动，旋翼和尾桨按各自转速以及配平操纵量规律进行旋转。若直升机旋翼有N片桨叶，则旋翼旋转角度的总范围是0°至360°/N，剩余360°(N-1)/N角度范围内的RCS数据则基于周期性规律直接进行序列填充。
即作为扩展的方案，可以根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
S14、根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
下面结合一个具体的例子，来对本发明提供的直升机姿态规划控制进行说明：对某通用型直升机进行配平，在某一确定的飞行高度下，直升机飞行速度分别为0m/s，5m/s，10m/s，……，55m/s，60m/s，共计13个飞行状态，即13个配平状态，即可以建立13个一级数据库。
对该型直升机的13个飞行状态进行配平，得到直升机的13组姿态角和操纵量：
接下来对旋翼连续周期性信号进行离散采样划分。该型直升机具有4片桨叶，因此只对旋翼旋转90°角度范围进行旋翼旋转角的划分，剩余的270°角度内的RCS数据基于周期性规律直接进行序列填充。本发明阐述有益效果时，并不要求提取旋翼的微多普勒效应，因此角度划分间隔可适当放宽，以作说明即可(在实际的直升机动态RCS数据库建立过程中，旋翼旋转角度划分间隔应视具体需求确定)。此处，角度划分间隔定为10°，旋翼旋转一周内共可获得36个RCS数据，即每个二级数据库中含有36个RCS数据。
在空间角度坐标系OXYZ中，该型直升机机头指向X轴，给定雷达波照射方位范围是：俯仰向角度80°至110°，步进3°，共11个俯仰角；偏航向角度-30°至30°，步进3°，共21个偏航角。总计231个雷达波照射方位，即231个二级数据库。得到如表1所示的RCS数据库：
表1给出了该型直升机在飞行速度为0m/s时(TRIM_1)的一级RCS数据库的部分数据，仅作示意(完整的该型直升机动态RCS数据库包含13个一级数据库，此处只给出第一个一级数据库的一部分)，表1中第一列代表二级数据库的序号，每个一级数据库下有231个二级数据库。为了数据查看方便，表1中只给出旋翼旋转角为0°，10°，…，80°共9个角度的RCS数据，剩下的角度可以进行周期性序列填充。表中的RCS数据是在原始计算值的基础上与某常值进行代数运算后获得的RCS数据，量纲为dBsm分贝每平方米，保留2位小数。
技术中的程序部分可以被认为是以可执行的代码和/或相关数据的形式而存在的“产品”或“制品”，通过计算机可读的介质所参与或实现的。有形的、永久的储存介质可以包括任何计算机、处理器、或类似设备或相关的模块所用到的内存或存储器。例如，各种半导体存储器、磁带驱动器、磁盘驱动器或者类似任何能够为软件提供存储功能的设备。
所有软件或其中的一部分有时可能会通过网络进行通信，如互联网或其他通信网络。此类通信可以将软件从一个计算机设备或处理器加载到另一个。例如：从视频目标检测设备的一个服务器或主机计算机加载至一个计算机环境的硬件平台，或其他实现系统的计算机环境，或与提供目标检测所需要的信息相关的类似功能的系统。因此，另一种能够传递软件元素的介质也可以被用作局部设备之间的物理连接，例如光波、电波、电磁波等，通过电缆、光缆或者空气等实现传播。用来载波的物理介质如电缆、无线连接或光缆等类似设备，也可以被认为是承载软件的介质。在这里的用法除非限制了有形的“储存”介质，其他表示计算机或机器“可读介质”的术语都表示在处理器执行任何指令的过程中参与的介质。
本文中应用了具体个例，但以上描述仅是对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；本领域的技术人员应该理解，上述本发明的各模块或各步骤可以用通用的计算机装置来实现，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。本发明不限制于任何特定的硬件和软件的结合。
同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (8)
1.一种直升机姿态规划控制系统，其特征在于，所述直升机姿态规划控制系统包括：
直升机模型确定模块，用于确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
RCS数据库构建模块，用于在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；
RCS均值确定模块，用于确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
目标入射方向确定模块，用于将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
直升机姿态调整模块，用于按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
2.根据权利要求1所述的直升机姿态规划控制系统，其特征在于，所述直升机模型确定模块包括：
目标机身模型确定单元，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
旋翼模型确定单元，用于根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
3.根据权利要求1所述的直升机姿态规划控制系统，其特征在于，所述直升机模型确定模块包括：
目标机身模型确定单元，用于确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
桨叶个数确定单元，用于确定直升机旋翼的桨叶个数；
旋翼模型确定单元，用于根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
直升机模型确定单元，用于根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
4.根据权利要求3所述的直升机姿态规划控制系统，其特征在于，所述直升机模型确定模块还包括：
旋翼模型周期性填充单元，用于根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
5.一种直升机姿态规划控制方法，其特征在于，所述直升机姿态规划控制方法包括：
确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型；所述目标飞行状态包括目标飞行高度和目标飞行速度；
在任一雷达入射方向下对N个所述直升机模型进行雷达扫描时，计算N个所述直升机模型的RCS值，构建得到直升机的RCS数据库；所述雷达入射方向包括空间中一雷达扫描源相对于直升机的位置关系；
确定所述目标飞行状态下，任一雷达入射方向的RCS均值；所述RCS均值为所述雷达入射方向下，N个所述直升机模型的RCS值的平均值；
将所述RCS均值最小的雷达入射方向确定为目标入射方向；
按照所述目标入射方向和目标雷达扫描源的位置，调整直升机相对于所述目标雷达扫描源的位置关系。
6.根据权利要求5所述的直升机姿态规划控制方法，其特征在于，所述确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型，具体包括：
确定直升机在所述目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
根据预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的N个旋翼模型；N＝360°/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
7.根据权利要求5所述的直升机姿态规划控制方法，其特征在于，所述确定直升机在目标飞行状态下的N个直升机模型，具体包括：
确定直升机在目标飞行状态下的目标机身模型；所述目标机身模型为直升机的出厂机身模型结合所述目标飞行状态下唯一确定的一组配平参数所得到的模型；所述配平参数包括直升机姿态角、横向周期变距操纵量、纵向周期变距操纵量、主旋翼总距操纵量和尾桨总距操纵量；
确定直升机旋翼的桨叶个数；
根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型；N＝360°/桨叶个数/预设间隔角度；N个所述旋翼模型为直升机旋翼相对于所述目标机身模型旋转不同预设间隔角度时的模型；
根据所述目标机身模型和N个所述旋翼模型，确定直升机在所述目标飞行状态下的N个直升机模型。
8.根据权利要求7所述的直升机姿态规划控制方法，其特征在于，在所述根据所述桨叶个数和预设间隔角度，确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下，任意两个相邻桨叶之间的N个旋翼模型之后，所述直升机姿态规划控制方法还包括：
根据N个所述旋翼模型以及所述桨叶个数，基于旋翼旋转的周期性规则确定直升机旋翼在所述目标飞行状态下的其他M个旋翼模型；M＝N*(桨叶个数-1)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210696886.2A CN115016518A (zh) | 2022-06-20 | 2022-06-20 | 一种直升机姿态规划控制系统及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210696886.2A CN115016518A (zh) | 2022-06-20 | 2022-06-20 | 一种直升机姿态规划控制系统及方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115016518A true CN115016518A (zh) | 2022-09-06 |
Family
ID=83075777
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210696886.2A Pending CN115016518A (zh) | 2022-06-20 | 2022-06-20 | 一种直升机姿态规划控制系统及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115016518A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116086756A (zh) * | 2023-04-10 | 2023-05-09 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法 |
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2022
- 2022-06-20 CN CN202210696886.2A patent/CN115016518A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116086756A (zh) * | 2023-04-10 | 2023-05-09 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法 |
| CN116086756B (zh) * | 2023-04-10 | 2023-06-13 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法 |
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