本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種可對(duì)飛行器迎角信號(hào)實(shí)現(xiàn)高精度模擬的建模方法。

背景技術(shù)：

迎角，即攻角，是飛行器機(jī)體縱軸與空速方向的夾角。迎角直接決定了飛行器的升力、俯仰/滾轉(zhuǎn)/偏航穩(wěn)定性和三軸操縱效能，迎角過(guò)大時(shí)可能導(dǎo)致飛行器失速、失控。因而，在飛行控制中，迎角是最重要的信號(hào)之一，不僅用于飛行器的穩(wěn)定性增強(qiáng)，還用于失速告警、迎角保護(hù)等安全關(guān)鍵功能。對(duì)迎角信號(hào)的高精度模擬是在飛行控制設(shè)計(jì)中實(shí)現(xiàn)以上功能的基礎(chǔ)。

當(dāng)前，國(guó)內(nèi)飛行控制設(shè)計(jì)中主要使用二階動(dòng)態(tài)環(huán)節(jié)代表迎角傳感器動(dòng)態(tài)，并使用純延遲環(huán)節(jié)反映迎角信號(hào)測(cè)量的時(shí)間延遲，忽略傳感器電壓濾波、輸出信號(hào)濾波等其它環(huán)節(jié)。但隨著現(xiàn)代大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的性能提升和功能復(fù)雜化，大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中對(duì)迎角信號(hào)的濾波、解算環(huán)節(jié)也更多、更復(fù)雜，這些濾波環(huán)節(jié)導(dǎo)致迎角信號(hào)出現(xiàn)大的相位滯后，影響飛行控制中相關(guān)功能的設(shè)計(jì)精度，降低設(shè)計(jì)效率；嚴(yán)重時(shí)甚至導(dǎo)致系統(tǒng)穩(wěn)定性降低，影響飛行安全。

飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)必須保證安全要求，同時(shí)應(yīng)盡量提高設(shè)計(jì)精度和效率。這就需要在設(shè)計(jì)中使用更高精度的迎角信號(hào)模型。從信號(hào)建模的角度來(lái)看，應(yīng)在設(shè)計(jì)初期就對(duì)迎角信號(hào)中的濾波、解算等環(huán)節(jié)予以系統(tǒng)考慮和評(píng)估。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是：提供一種迎角信號(hào)的建模方法，對(duì)傳統(tǒng)方法中未考慮，而在現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中非常重要的濾波、解算等真實(shí)環(huán)節(jié)予以考慮，提高對(duì)飛行器迎角信號(hào)的模擬精度。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種飛行器迎角信號(hào)的建模方法，其特征在于：包括以下步驟：

第一步、建立迎角的信號(hào)流模型，包括：飛行器俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)迎角的影響、飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響、迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)、傳感器信號(hào)測(cè)量轉(zhuǎn)換、輸入信號(hào)的平滑濾波、傳感器位置誤差修正、輸出信號(hào)的平滑濾波、和各環(huán)節(jié)中的傳輸延遲；

第二步、對(duì)第一步中信號(hào)流模型中的各個(gè)環(huán)節(jié)，建立其數(shù)學(xué)模型，具體包括：

a)環(huán)節(jié)1，為俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)飛行器迎角的影響，設(shè)迎角傳感器相對(duì)重心的力臂為X，飛行器空速為V_T，俯仰角速率為q，則角速率引起的傳感器處來(lái)流迎角增量為：Δα＝arctan(V_q/V_T)≈V_q/V_T＝-X·q/V_T；

b)環(huán)節(jié)2，為飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響，在各個(gè)馬赫數(shù)(Ma)、飛行器構(gòu)型(Conf)下，風(fēng)標(biāo)處的局部氣流迎角α₁與來(lái)流迎角α_q呈良好線性關(guān)系，可表達(dá)為：α₁＝kα_q+b，其中系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

c)環(huán)節(jié)3，為迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，對(duì)最常用的風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器，在局部氣流迎角α_s作用下，其偏角δ_s的動(dòng)態(tài)響應(yīng)可用典型二階環(huán)節(jié)表示為：其中ω_n為迎角風(fēng)標(biāo)的自然頻率，ξ為迎角風(fēng)標(biāo)的阻尼比；

d)環(huán)節(jié)4，為迎角傳感器偏角到電位計(jì)輸出電壓的測(cè)量轉(zhuǎn)換，設(shè)傳感器偏角為δ_αs，電位計(jì)輸出電壓為U，則該過(guò)程數(shù)學(xué)模型為：U＝k·δ_αs，其中，k為電位計(jì)偏角到輸出電壓的轉(zhuǎn)換系數(shù)；

e)環(huán)節(jié)5，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的模擬/數(shù)字轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換過(guò)程用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)；

f)環(huán)節(jié)6，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)對(duì)電位計(jì)輸出電壓的平滑濾波，一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)；其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，C₀和C₁為當(dāng)前拍和前一拍所占的權(quán)重系數(shù)，要求二者之和為1；二階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·x(n-1)+C₂·y(n-1)+C₃·y(n-2)；其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，x(n-1)為前一拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，y(n-2)為前兩拍輸出，C₀、C₁、C₂、C₃為以上各項(xiàng)所占的權(quán)重系數(shù)，要求四個(gè)系數(shù)之和為1；

g)環(huán)節(jié)7，為電位計(jì)電壓到偏角的轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換關(guān)系為：

h)環(huán)節(jié)8，為迎角傳感器的位置誤差修正，設(shè)傳感器測(cè)得的局部氣流迎角為α₁，飛行器真迎角為α，修正關(guān)系為：α＝kα₁+b；其中，系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

i)環(huán)節(jié)9，為真迎角信號(hào)的平滑濾波，一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)，其中各參數(shù)定義同環(huán)節(jié)6；

j)環(huán)節(jié)10，為數(shù)據(jù)總線的傳輸過(guò)程，用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)；

第三步、將以上各環(huán)節(jié)的輸入、輸出關(guān)系按環(huán)節(jié)編號(hào)依次串聯(lián)，得到從飛行器真實(shí)迎角到飛行控制使用迎角信號(hào)的總數(shù)學(xué)模型，用于飛行控制設(shè)計(jì)。

本發(fā)明所產(chǎn)生的有益效果：本發(fā)明一種迎角信號(hào)的建模方法，建立了飛行器迎角的信號(hào)流模型，對(duì)飛行器真實(shí)迎角到飛行控制使用迎角的物理過(guò)程給出了系統(tǒng)的描述。對(duì)信號(hào)流中的各個(gè)環(huán)節(jié)，根據(jù)其物理原理，建立了其典型數(shù)學(xué)模型。二者結(jié)合，提高了迎角信號(hào)建模的全面性，可實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器迎角信號(hào)的高精度模擬，有助于提高飛行控制設(shè)計(jì)的精度、效率和安全性，在航空、航天行業(yè)中有較高的應(yīng)用價(jià)值。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明的信號(hào)流圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對(duì)一種飛行器迎角信號(hào)的建模方法做具體說(shuō)明。

(1)系統(tǒng)考慮從飛行器真實(shí)迎角到飛行控制使用迎角信號(hào)之間的各個(gè)物理過(guò)程和處理環(huán)節(jié)，建立迎角的信號(hào)流模型，如附圖1所示，信號(hào)流模型包括：飛行器俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)迎角的影響、飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響、迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)、傳感器信號(hào)測(cè)量轉(zhuǎn)換、輸入信號(hào)的平滑濾波、傳感器位置誤差修正、輸出信號(hào)的平滑濾波、和各環(huán)節(jié)中的傳輸延遲。

(2)對(duì)信號(hào)流模型中各個(gè)環(huán)節(jié)，建立其數(shù)學(xué)模型。其中：

k)環(huán)節(jié)1，為俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)飛行器迎角的影響。其形成機(jī)理是：由于迎角傳感器安裝位置距飛行器重心力臂的存在，當(dāng)飛行器俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，俯仰角速率將使傳感器處有附加速度和附加迎角增量。設(shè)迎角傳感器相對(duì)重心的力臂為X，飛行器空速為V_T，俯仰角速率為q，則角速率引起的傳感器處來(lái)流迎角增量為：Δα＝arctan(V_q/V_T)≈V_q/V_T＝-X·q/V_T；

l)環(huán)節(jié)2，為飛行器流場(chǎng)干擾對(duì)迎角測(cè)量的影響。由于飛行器機(jī)身對(duì)周圍流場(chǎng)存在干擾，迎角傳感器處局部氣流方向與來(lái)流方向?qū)⒉灰恢拢咕植繗饬饔桥c來(lái)流迎角不同。在各個(gè)馬赫數(shù)(Ma)、飛行器構(gòu)型(Conf)下，風(fēng)標(biāo)處的局部氣流迎角α₁與來(lái)流迎角α_q呈良好線性關(guān)系，可表達(dá)為：α₁＝kα_q+b。其中系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

m)環(huán)節(jié)3，為迎角傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。對(duì)最常用的風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器，在局部氣流迎角α_s作用下，其偏角δ_s的動(dòng)態(tài)響應(yīng)可用典型二階環(huán)節(jié)表示為：其中ω_n為迎角風(fēng)標(biāo)的自然頻率，ξ為迎角風(fēng)標(biāo)的阻尼比；

n)環(huán)節(jié)4，為迎角傳感器偏角到電位計(jì)輸出電壓的測(cè)量轉(zhuǎn)換。設(shè)傳感器偏角為δ_αs，電位計(jì)輸出電壓為U，則該過(guò)程數(shù)學(xué)模型為：U＝k·δ_αs。其中，k為電位計(jì)偏角到輸出電壓的轉(zhuǎn)換系數(shù)；

o)環(huán)節(jié)5，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的模擬/數(shù)字轉(zhuǎn)換。該轉(zhuǎn)換過(guò)程可用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)；

p)環(huán)節(jié)6，為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)對(duì)電位計(jì)輸出電壓的平滑濾波。常用的一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)。其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，C₀和C₁為當(dāng)前拍和前一拍所占的權(quán)重系數(shù)，要求二者之和為1。常用的二階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·x(n-1)+C₂·y(n-1)+C₃·y(n-2)其中，y(n)為當(dāng)前拍輸出，x(n)為當(dāng)前拍輸入，x(n-1)為前一拍輸入，y(n-1)為前一拍輸出，y(n-2)為前兩拍輸出，C₀、C₁、C₂、C₃為以上各項(xiàng)所占的權(quán)重系數(shù)，要求四個(gè)系數(shù)之和為1；

q)環(huán)節(jié)7，為電位計(jì)電壓到偏角的轉(zhuǎn)換。轉(zhuǎn)換關(guān)系為：

r)環(huán)節(jié)8，為迎角傳感器的位置誤差修正。設(shè)傳感器測(cè)得的局部氣流迎角為α₁，飛行器真迎角為α，則修正關(guān)系通常為：α＝kα₁+b。其中，系數(shù)k和b均為Ma和Conf的函數(shù)；

s)環(huán)節(jié)9，為真迎角信號(hào)的平滑濾波。常用的一階平滑濾波算法模型為：y(n)＝C₀·x(n)+C₁·y(n-1)，其中各參數(shù)定義同環(huán)節(jié)6；

t)環(huán)節(jié)10，為數(shù)據(jù)總線的傳輸過(guò)程。該過(guò)程可用純延遲環(huán)節(jié)表達(dá)，數(shù)學(xué)模型為：其中τ為延遲時(shí)間常數(shù)。

(3)將以上各環(huán)節(jié)的輸入、輸出關(guān)系按環(huán)節(jié)編號(hào)依次串聯(lián)，即可得到從飛行器真實(shí)迎角到飛行控制使用迎角信號(hào)的總數(shù)學(xué)模型，用于飛行控制設(shè)計(jì)。