飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方法，所述方法包括：確定所述飛行器的偏航通道的氣流角；根據(jù)確定出的氣流角以及耦合強(qiáng)度系數(shù)Sβ→γ，評估出所述偏航通道的氣流角對所述滾動(dòng)通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響；其中，Sβ→γ根據(jù)如下公式計(jì)算得到：其中，為所述飛行器的偏航通道的氣流角的滾動(dòng)力矩系數(shù)，為所述飛行器的滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的滾動(dòng)力矩系數(shù)。本發(fā)明的技術(shù)方案中，可以根據(jù)量化的偏航通道的氣流角對滾動(dòng)通道的力矩的交聯(lián)影響，對飛行器進(jìn)行補(bǔ)償控制后，使得對飛行器的控制更為準(zhǔn)確、可靠。
【專利說明】飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的 交聯(lián)影響評估方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器在飛行過程中，其飛行姿態(tài)通?？梢詣澐譃闈L動(dòng)、偏航和俯仰三個(gè)姿態(tài)運(yùn) 動(dòng)通道的運(yùn)動(dòng)。對于軸對稱飛行器，其三個(gè)通道之間的耦合很弱，因而可以將耦合對于軸對 稱飛行器的飛行姿態(tài)的影響作為隨機(jī)小擾動(dòng)，構(gòu)建軸對稱飛行器的小擾動(dòng)氣動(dòng)力模型。目 前，通常根據(jù)小擾動(dòng)氣動(dòng)力模型，在軸對稱飛行器內(nèi)設(shè)置三個(gè)獨(dú)立的姿態(tài)控制器，分別用于 控制該飛行器俯仰通道、偏航通道和滾動(dòng)通道的角速度。
[0003] 然而，軸對稱飛行器只是面對稱飛行器的一個(gè)特例。飛行速度較高（例如超過5馬 赫）的飛行器通常采用面對稱的氣動(dòng)布局，即為面對稱飛行器，在其飛行過程中，其滾動(dòng)、 偏航和俯仰三個(gè)通道之間的耦合較強(qiáng)。通常通道間的耦合特性可以包括慣性耦合、運(yùn)動(dòng)耦 合和氣動(dòng)耦合；目前，對于面對稱飛行器的三個(gè)通道之間的氣動(dòng)耦合特性往往只進(jìn)行定性 分析；缺乏對通道間的氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響的較為準(zhǔn)確的量化分析。而基于更準(zhǔn)確的 通道間基于氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響的量化分析，可以有助于根據(jù)量化的交聯(lián)影響對飛行 器進(jìn)行補(bǔ)償控制后，使得對飛行器的控制更為準(zhǔn)確、可靠。
[0004] 因此，有必要提供一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方 法，以更為準(zhǔn)確地獲悉通道間基于氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 針對上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明實(shí)施例提供了 一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間 氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方法，以更為準(zhǔn)確地獲悉通道間基于氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影 響。
[0006] 本發(fā)明實(shí)施例提供了一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估 方法，包括：
[0007] 確定所述飛行器的偏航通道的氣流角；
[0008] 根據(jù)確定出的氣流角以及耦合強(qiáng)度系數(shù)Se 3 γ，評估出所述偏航通道的氣流角對 所述滾動(dòng)通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響；
[0009] 其中，Se 1根據(jù)如下公式3計(jì)算得到：
[0010]

【權(quán)利要求】
1. 一種飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)通道間氣動(dòng)耦合特性的交聯(lián)影響評估方法，其特征在于，包 括： 確定所述飛行器的偏航通道的氣流角； 根據(jù)確定出的氣流角以及耦合強(qiáng)度系數(shù)se 3 γ，評估出所述偏航通道的氣流角對所述 滾動(dòng)通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，s33 γ根據(jù)如下公式3計(jì)算得到：
(公式3) 其中，Ct為所述飛行器的偏航通道的氣流角的滾動(dòng)力矩系數(shù)，Ci為所述飛行器的滾 動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的滾動(dòng)力矩系數(shù)。
2. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)確定出的氣流角以及耦合強(qiáng)度系數(shù)Se 3 ψ，評估出所述偏航通道的氣流角對所述 偏航通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，Ss 3 w根據(jù)如下公式6計(jì)算得到：
.............................(公式6) 其中，?ζ.表示所述飛行器的偏航通道的氣流角的偏航力矩系數(shù)，（?為所述飛行器的 偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的偏航力矩系數(shù)。
3. 如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，還包括： 根據(jù)確定出的氣流角以及耦合強(qiáng)度系數(shù)Se 3 $，評估出所述偏航通道的氣流角對所述 俯仰通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，Se 3 φ根據(jù)如下公式9計(jì)算得到：
..............................(公式9) 其中，表示所述飛行器的偏航通道的氣'流角的俯仰力矩系數(shù)，表示所述飛行器 的俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的俯仰力矩系數(shù)。
4. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)，評估出所述偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述滾動(dòng)通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，根據(jù)如下公式11計(jì)算得到：
..............................(公式11) 其中，表示所述飛行器的偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的滾動(dòng)力矩系數(shù)。
5. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)，評估出所述俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述滾動(dòng)通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，根據(jù)如下公式13計(jì)算得到：
..............................(公式13) 其中，表示所述飛行器的俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的滾動(dòng)力矩系數(shù)。
6. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)，評估出所述滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述偏航通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，',根據(jù)如下公式15計(jì)算得到：
..............................(公式15) 其中，.表示所述飛行器的滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的偏航力矩系數(shù)。
7. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)，評估出所述俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述偏航通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，根據(jù)如下公式17計(jì)算得到：
..............................(公式17) 其中，表示所述飛行器的俯仰通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的偏航力矩系數(shù)。
8. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)^，評估出所述偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述俯仰通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，根據(jù)如下公式19計(jì)算得到：
.............................(公式19) 其中，ct表示所述飛行器的偏航通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的俯仰力矩系數(shù)。
9. 如權(quán)利要求1-3任一所述的方法，其特征在于，還包括： 確定所述飛行器的滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角； 根據(jù)確定的舵面偏轉(zhuǎn)角，以及耦合強(qiáng)度系數(shù)，評估出所述滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角 對所述俯仰通道的力矩的耦合特性的交聯(lián)影響； 其中，裉據(jù)如下公式21計(jì)算得到：
.............................(公式21) 其中，ci表示所述飛行器的滾動(dòng)通道的舵面偏轉(zhuǎn)角的俯仰力矩系數(shù)。
【文檔編號】G05D1/08GK104155983SQ201410389839
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年8月8日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月8日
【發(fā)明者】柳嘉潤, 黃萬偉, 包為民, 馬衛(wèi)華, 祁振強(qiáng), 唐海紅 申請人:北京航天自動(dòng)控制研究所