一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法
【專利摘要】一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法，本發(fā)明基于氣動數(shù)據(jù)庫，將再入飛行器配平舵偏角計算問題轉(zhuǎn)化非線性方程的求解問題，基于飛行器控制通道等效虛擬舵偏角概念，建立了再入飛行器關(guān)于虛擬舵偏角的非線性方程，采用泰勒展開近似得到了配平計算的線性方程組，最終通過離散牛頓迭代算法和分級配平策略實現(xiàn)了多舵面再入飛行器配平舵偏角的計算。本發(fā)明應(yīng)用了舵面功能組合方法和分級配平策略，發(fā)明方法適于多舵面再入飛行器多通道同時進行配平計算，且可考慮舵面交聯(lián)耦合影響。本發(fā)明方法是一種針對多舵面再入飛行器的快速、高精度、通用、適于多通道同時配平的計算方法，其也可應(yīng)用于一般飛機和常規(guī)飛行器。
【專利說明】一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法，屬于再入飛行 器飛行控制【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 配平特性是飛行器重要的動力學(xué)特性，在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計過程中，需要對飛行 器模型進行小擾動線性化，首先需要求取平衡狀態(tài)。配平是根據(jù)飛行器的動力學(xué)模型和一 定的約束條件，求解得到平衡時飛行器的各狀態(tài)變量、舵面偏轉(zhuǎn)角等參數(shù)。傳統(tǒng)的配平方 法，往往忽略了舵面的交聯(lián)耦合，存在配平精度低、不適于對多通道同時配平、配平計算復(fù) 雜、非線性模型的硬性約束難以加入等問題。
[0003] 再入飛行器的氣動特性往往是馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、舵偏角和飛行高度的多維非 線性函數(shù)，其配平問題本質(zhì)是復(fù)雜的非線性方程組的求解問題。對于多舵面再入飛行器，舵 面交聯(lián)耦合往往比較嚴重，因此其配平舵偏角計算更加復(fù)雜。針對傳統(tǒng)配平方法存在的配 平精度低、配平計算復(fù)雜、不適于多舵面多通道、不適于考慮偏差等因素影響的問題，需要 研究一種更高效和通用的配平計算方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種適用于多舵面再入飛 行器的配平舵偏角確定方法，適用于多舵面多通道、考慮偏差等因素影響的情況。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法，步 驟如下：
[0006] 1)將飛行器各舵面按功能組合為具備等效功能的虛擬舵偏角，用于俯仰、偏航和 滾轉(zhuǎn)三個通道的控制；
[0007] 2)建立再入飛行器關(guān)于步驟1)虛擬舵偏角配平計算的非線性方程，采用泰勒展 開近似將非線性方程轉(zhuǎn)化為線性方程組；
[0008] 3)根據(jù)步驟2)的線性方程組計算得到虛擬舵偏角配平計算的迭代公式；
[0009] 4)根據(jù)飛行器各舵面的控制效率，確定各個通道配平的虛擬舵偏角優(yōu)先級，即各 通道控制效率高的虛擬舵偏角優(yōu)先級高，各通道控制效率低的虛擬舵偏角優(yōu)先級低；
[0010] 5)設(shè)置虛擬舵偏角配平計算狀態(tài)、虛擬舵偏角配平初值和離散Newton迭代算法 的狀態(tài)值；所述的虛擬舵偏角配平計算狀態(tài)包括馬赫數(shù)、飛行高度、攻角、側(cè)滑角；所述的 離散Newton迭代算法的狀態(tài)值包括迭代精度、最大迭代次數(shù)和迭代步長；
[0011] 6)基于離散Newton迭代算法，同時對飛行器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個通道進行配 平，配平計算過程中各通道次優(yōu)先級及以下虛擬舵偏角均先固定為零舵偏狀態(tài)，采用最高 優(yōu)先級虛擬舵偏角首先進行Newton迭代計算；若各通道采用最高優(yōu)先級舵偏完成配平，則 配平計算結(jié)束，計算的結(jié)果為各通道最高優(yōu)先級虛擬舵偏角配平結(jié)果，次優(yōu)先級虛擬舵偏 角的配平為零；若某一通道最高優(yōu)先級虛擬舵偏角無法完成配平，則設(shè)置該通道最高優(yōu)先 級虛擬舵偏角為最大舵偏角，采用下一優(yōu)先級虛擬舵偏角進行Newton迭代求解，直至完成 所有通道的配平，得到各虛擬舵偏角的配平舵偏角。
[0012] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0013] (1)本發(fā)明方法基于氣動數(shù)據(jù)庫，將再入飛行器配平舵偏角確定問題轉(zhuǎn)化非線性 方程的求解問題，采用泰勒展開近似將非線性方程轉(zhuǎn)化為線性方程組，針對線性方程組利 用離散Newton迭代算法進行再入飛行器配平舵偏角的計算。與傳統(tǒng)方法相比，本發(fā)明方法 計算快，配平精度較高，一般僅需1?3步迭代即可計算出配平結(jié)果。
[0014] (2)本發(fā)明方法適于多通道同時進行配平計算，可考慮舵面交聯(lián)耦合影響。本發(fā)明 方法針對再入飛行器多舵面的特點，基于舵偏功能組合方法和分級配平策略，將各舵面按 功能組合為具備等效功能的虛擬舵偏角，并劃分優(yōu)先級，首先采用最高優(yōu)級虛擬舵偏角進 行配平，在單獨采用最高優(yōu)級虛擬舵偏角無法完成配平計算時，將最高優(yōu)級舵面固定為最 大舵偏角，采用下一優(yōu)先級虛擬舵偏角進行配平計算，簡化了多舵面飛行器的配平計算。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0015] 圖1為本發(fā)明方法計算流程圖；
[0016] 圖2為本發(fā)明方法適用的某多舵面再入飛行器。

【具體實施方式】
[0017] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0018] 如圖1所示為本發(fā)明所述的一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方 法。
[0019] 本發(fā)明具體步驟如下：
[0020] (1)針對飛行器氣動舵面配置特點和控制特性，將飛行器各舵面按功能組合為俯 仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個控制通道具備等效功能的虛擬舵偏角。
[0021] 如圖2所示，飛行器有7個控制舵面，四個襟翼（上下表面，左右兩側(cè)各兩個），一 個全動垂尾和左右V尾，其中四個體襟翼主要提供俯仰控制力矩，也可差動提供滾動控制； 全動垂尾主要提供偏航控制力矩；左右V尾可提供俯仰控制和偏航控制。飛行器各舵面的 上述舵面配置特點和控制特性可等效為四個虛擬舵偏，即虛擬襟翼舵偏sBF、虛擬升降舵偏 虛擬方向舵偏L和虛擬滾轉(zhuǎn)舵偏sa，其中襟翼和升降舵提供俯仰通道控制，方向舵 提供偏航通道控制，滾轉(zhuǎn)舵提供滾動通道控制。
[0022] (2)建立再入飛行器關(guān)于步驟（1)虛擬舵偏角的配平計算非線性方程，采用泰勒 展開近似將非線性方程轉(zhuǎn)化為線性方程組。
[0023] 根據(jù)力矩平衡，再入飛行器關(guān)于虛擬舵偏角配平計算的非線性方程為

【權(quán)利要求】
1. 一種適用于多舵面再入飛行器的配平舵偏角確定方法，其特征在于步驟如下： 1) 將飛行器各舵面按功能組合為具備等效功能的虛擬舵偏角，用于俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn) 三個通道的控制； 2) 建立再入飛行器關(guān)于步驟1)虛擬舵偏角配平計算的非線性方程，采用泰勒展開近 似將非線性方程轉(zhuǎn)化為線性方程組； 3) 根據(jù)步驟2)的線性方程組計算得到虛擬舵偏角配平計算的迭代公式； 4) 根據(jù)飛行器各舵面的控制效率，確定各個通道配平的虛擬舵偏角優(yōu)先級，即各通道 控制效率高的虛擬舵偏角優(yōu)先級高，各通道控制效率低的虛擬舵偏角優(yōu)先級低； 5) 設(shè)置虛擬舵偏角配平計算狀態(tài)、虛擬舵偏角配平初值和離散Newton迭代算法的狀 態(tài)值；所述的虛擬舵偏角配平計算狀態(tài)包括馬赫數(shù)、飛行高度、攻角、側(cè)滑角；所述的離散 Newton迭代算法的狀態(tài)值包括迭代精度、最大迭代次數(shù)和迭代步長； 6) 基于離散Newton迭代算法，同時對飛行器俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個通道進行配平，配 平計算過程中各通道次優(yōu)先級及以下虛擬舵偏角均先固定為零舵偏狀態(tài)，采用最高優(yōu)先級 虛擬舵偏角首先進行Newton迭代計算；若各通道采用最高優(yōu)先級舵偏完成配平，則配平計 算結(jié)束，計算的結(jié)果為各通道最高優(yōu)先級虛擬舵偏角配平結(jié)果，次優(yōu)先級虛擬舵偏角的配 平為零；若某一通道最高優(yōu)先級虛擬舵偏角無法完成配平，則設(shè)置該通道最高優(yōu)先級虛擬 舵偏角為最大舵偏角，采用下一優(yōu)先級虛擬舵偏角進行Newton迭代求解，直至完成所有通 道的配平，得到各虛擬舵偏角的配平舵偏角。
【文檔編號】B64F5/00GK104401503SQ201410572989
【公開日】2015年3月11日 申請日期:2014年10月23日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月23日
【發(fā)明者】黃喜元, 孫光, 張月玲, 李永遠, 朱如意, 方磊, 滿益明, 曹曉瑞, 鄭宏濤, 曹霄輝 申請人:中國運載火箭技術(shù)研究院