一種升力式飛行器的攻角指令生成方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種升力式飛行器的攻角指令生成方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 升力式高超聲速再入飛行器是航空航天領(lǐng)域出現(xiàn)的一種新型飛行器，該飛行器在 大氣層內(nèi)通過(guò)攻角和傾側(cè)角的調(diào)節(jié)，可以實(shí)現(xiàn)多約束條件下的高速再入機(jī)動(dòng)飛行。再入過(guò) 程中的制導(dǎo)方程往往直接給出了需用過(guò)載指令，因此需要將該指令轉(zhuǎn)化為攻角程序角指令 輸出給姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)以實(shí)現(xiàn)對(duì)攻角姿態(tài)的跟蹤。
[0003] 在現(xiàn)有技術(shù)中所使用的攻角指令生成方法中，在攻角較小時(shí)，主要是利用偏導(dǎo)數(shù) 近似關(guān)系反向求解出攻角指令；而在攻角較大時(shí)，則是依據(jù)氣動(dòng)參數(shù)模型根據(jù)馬赫數(shù)、高度 和氣動(dòng)系數(shù)反查氣動(dòng)參數(shù)表，從而給出相應(yīng)的攻角指令。然而，在第一種方法中，由于該方 法是基于近似條件給出的攻角指令，因此在近似關(guān)系不成立時(shí)必然會(huì)引入較大的誤差。而 在第二種方法中，由于需要反向查表計(jì)算，因此算法復(fù)雜，計(jì)算量大，不宜在工程上直接使 用。
[0004] 由此可知，現(xiàn)有技術(shù)中的攻角指令生成方法都存在上述的一些缺陷或局限，因此 亟待提出一種更好的升力式飛行器的攻角指令生成方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 有鑒于此，本發(fā)明提供一種升力式飛行器的攻角指令生成方法，從而可以通過(guò)計(jì) 算方便快捷地直接得到當(dāng)前的需用過(guò)載指令所對(duì)應(yīng)的攻角指令值，大大減少了工作量。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案具體是這樣實(shí)現(xiàn)的：
[0007] -種升力式飛行器的攻角指令生成方法，該方法包括：
[0008] 根據(jù)飛行器氣動(dòng)參數(shù)表，進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平；
[0009] 根據(jù)三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)，確定馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系；
[0010] 根據(jù)所述映射關(guān)系設(shè)置一個(gè)馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射公式，并通過(guò)擬合工 具對(duì)所述映射公式進(jìn)行分析和擬合，確定所述映射公式的各項(xiàng)待定系數(shù)，得到馬赫數(shù)、氣動(dòng) 參數(shù)與攻角的映射關(guān)系擬合表達(dá)式；
[0011] 根據(jù)再入制導(dǎo)方程獲得當(dāng)前的需用過(guò)載指令以及當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)和氣動(dòng)參 數(shù)；
[0012] 根據(jù)當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)和所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系 擬合表達(dá)式，計(jì)算得到當(dāng)前的需用過(guò)載指令所對(duì)應(yīng)的攻角指令值。
[0013] 較佳的，通過(guò)求解如下所述的方程組來(lái)進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平： cl;v (a, Ma. H, S1, SrSi.) = 0
[0014] c!m {a，Mit，H，δ丨，δρ，δr、二、、; c…{aMt H，δ;，δp，δr) = Q
[0015] 其中，cmx( · )、cmy( ·)和cmz( ·)分別為滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩系數(shù)；α 為攻角；Ma為馬赫數(shù)；H為高度。
[0016] 較佳的，所述配平參數(shù)為：Sfj)p、δρ ρρ和δ uP，分別為俯仰、偏航和滾動(dòng)通道的配 平等效舵偏角。
[0017] 較佳的，所述氣動(dòng)參數(shù)包括：高度H和法向力系數(shù)cn( ·)。
[0018] 較佳的，所述根據(jù)三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)，確定馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的 映射關(guān)系包括：
[0019] 將三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)Sf ρρ、δ PJ)P和δ 代入氣動(dòng)參數(shù)模型中，得到 馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系。
[0020] 較佳的，所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系為：
[0021 ] f ( a , Ma, H) = cn( a , Ma, Η, δ f ρρ, δ ρ ρρ, δ rjp) "
[0022] 較佳的，所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系擬合表達(dá)式為：
[0023] α = /?, * Ma H- /?, H f b, * Ma * H t hA · cn 4- i\ - ；
[0024] 其中，VlvlvlvfiP b 5為待定系數(shù)，/)ρ/):Λ,/)4Λ分別為各個(gè)待定系數(shù)的取值。
[0025] 較佳的，所述當(dāng)前的需用過(guò)載指令為：需用法向力系數(shù)Cn εχ;
[0026] 所述根據(jù)再入制導(dǎo)方程獲得當(dāng)前的需用過(guò)載指令包括：
[0027] 將再入制導(dǎo)方程給出的需用法向過(guò)載指令ny ex和需用側(cè)向過(guò)載指令n z ex轉(zhuǎn)化為 需用總過(guò)載ηεχ;
[0028] 將所述需用總過(guò)載n 化為需用法向力系數(shù)c n cx。
[0029] 較佳的，使用如下所述的公式計(jì)算得到需用總過(guò)載ηεχ:
[0030] Hcx=Signini. M)·yjn； cx+n2z cx ；
[0031] 其中，sign()為取符號(hào)函數(shù)。
[0032] 較佳的，使用如下所述的公式計(jì)算得到需用法向力系數(shù)Cn M · η
[0033] ο- = -; 一 5,.
[0034] 其中，M、&分別為飛行器的質(zhì)量和參考面積，q為當(dāng)前狀態(tài)的動(dòng)壓頭。
[0035] 如上可見(jiàn)，在本發(fā)明所提供的升力式飛行器的攻角指令生成方法中，由于首先通 過(guò)對(duì)氣動(dòng)參數(shù)模型進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平，然后進(jìn)行簡(jiǎn)化和擬合，確定了一個(gè)馬赫數(shù)、氣 動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系擬合表達(dá)式，并根據(jù)制導(dǎo)方程給出的需用過(guò)載指令進(jìn)行轉(zhuǎn)化，再 代入所述映射關(guān)系擬合表達(dá)式中，通過(guò)計(jì)算可以直接得到當(dāng)前的需用過(guò)載指令所對(duì)應(yīng)的攻 角指令值，從而有效地避免了由于使用近似公式所帶來(lái)的誤差，也避免了由于使用反向查 表而帶來(lái)的龐大計(jì)算量，從而十分地方便快捷，大大減少了工作量，具有計(jì)算量小、使用方 便、計(jì)算精度高等優(yōu)點(diǎn)，便于在工程應(yīng)用中實(shí)現(xiàn)。
【附圖說(shuō)明】
[0036] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例中的升力式飛行器的攻角指令生成方法的流程示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0037] 為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下參照附圖并舉實(shí)施例，對(duì) 本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
[0038] 本實(shí)施例提供了一種升力式飛行器的攻角指令生成方法。
[0039] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例中的升力式飛行器的攻角指令生成方法的流程示意圖。如圖 1所示，本發(fā)明實(shí)施例中的升力式飛行器的攻角指令生成方法主要包括如下所述的步驟：
[0040] 步驟101，根據(jù)飛行器氣動(dòng)參數(shù)表，進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平。
[0041] 升力式飛行器在大氣層內(nèi)依靠氣動(dòng)力高速滑翔飛行，在制導(dǎo)設(shè)計(jì)時(shí)可假設(shè)飛行器 處于瞬時(shí)平衡狀態(tài)，忽略飛行器繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的影響，則可對(duì)飛行器的氣動(dòng)參數(shù)模型 進(jìn)行三維力矩配平。
[0042] 例如，較佳的，在本發(fā)明的具體實(shí)施例中，可以通過(guò)求解如下所述的方程組來(lái)進(jìn)行 氣動(dòng)力矩的三維配平：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種升力式飛行器的攻角指令生成方法，其特征在于，該方法包括： 根據(jù)飛行器氣動(dòng)參數(shù)表，進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平； 根據(jù)三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)，確定馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系； 根據(jù)所述映射關(guān)系設(shè)置一個(gè)馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射公式，并通過(guò)擬合工具對(duì) 所述映射公式進(jìn)行分析和擬合，確定所述映射公式的各項(xiàng)待定系數(shù)，得到馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù) 與攻角的映射關(guān)系擬合表達(dá)式； 根據(jù)再入制導(dǎo)方程獲得當(dāng)前的需用過(guò)載指令以及當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)； 根據(jù)當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)和所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系擬合 表達(dá)式，計(jì)算得到當(dāng)前的需用過(guò)載指令所對(duì)應(yīng)的攻角指令值。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，通過(guò)求解如下所述的方程組來(lái)進(jìn)行氣動(dòng) 力矩的三維配平：
其中，c"( ? )、cmy( ?)和cmz( ?)分別為滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩系數(shù)；a為攻 角；Ma為馬赫數(shù)；H為高度。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于， 所述配平參數(shù)為：sfpp、，分別為俯仰、偏航和滾動(dòng)通道的配平等效舵偏 角。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于， 所述氣動(dòng)參數(shù)包括：高度H和法向力系數(shù)cn( ?)。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)， 確定馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系包括： 將三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)Sfpp、Sppp和S 代入氣動(dòng)參數(shù)模型中，得到馬赫 數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系 為： f(a,Ma,H) =cn (a,Ma,H, 8fpp, 8 pjp, 8rpp) "
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系 擬合表達(dá)式為：
其中，bpUb#b5為待定系數(shù)，分別為各個(gè)待定系數(shù)的取值。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于： 所述當(dāng)前的需用過(guò)載指令為：需用法向力系數(shù)cn 所述根據(jù)再入制導(dǎo)方程獲得當(dāng)前的需用過(guò)載指令包括： 將再入制導(dǎo)方程給出的需用法向過(guò)載指令nyc；x和需用側(cè)向過(guò)載指令nza轉(zhuǎn)化為需用 總過(guò)載ncx; 將所述需用總過(guò)載n。,轉(zhuǎn)化為需用法向力系數(shù)cn
9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式計(jì)算得到需用總過(guò) 載n":
其中，sign()為取符號(hào)函數(shù)。
10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式計(jì)算得到需用法向 力系數(shù)Cw:
其中，M、&分別為飛行器的質(zhì)量和參考面積，q為當(dāng)前狀態(tài)的動(dòng)壓頭。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種升力式飛行器的攻角指令生成方法。該方法包括：進(jìn)行氣動(dòng)力矩的三維配平；根據(jù)三維配平后配平點(diǎn)的配平參數(shù)，確定馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系；根據(jù)所述映射關(guān)系設(shè)置一個(gè)馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射公式，并通過(guò)擬合工具對(duì)所述映射公式進(jìn)行分析和擬合，得到馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)與攻角的映射關(guān)系擬合表達(dá)式；根據(jù)再入制導(dǎo)方程獲得當(dāng)前的需用過(guò)載指令以及當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)；根據(jù)當(dāng)前狀態(tài)下的馬赫數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)和映射關(guān)系擬合表達(dá)式，計(jì)算得到當(dāng)前的需用過(guò)載指令所對(duì)應(yīng)的攻角指令值。通過(guò)使用本發(fā)明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所帶來(lái)的誤差，以及由于使用反向查表而帶來(lái)的龐大計(jì)算量。
【IPC分類】G05B13-04
【公開號(hào)】CN104808492
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510128145
【發(fā)明人】吳浩, 楊業(yè), 郭濤, 梁波, 梁祿揚(yáng), 周峰, 劉茜筠
【申請(qǐng)人】北京航天自動(dòng)控制研究所
【公開日】2015年7月29日
【申請(qǐng)日】2015年3月23日