一種估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的方法和系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及航空測控技術(shù)領(lǐng)域，特別設(shè)及一種估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的方 法和系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來在區(qū)域大氣環(huán)境監(jiān)測、防災減災、高分辨率實時監(jiān)視、預警和導彈防御、反 恐、區(qū)域通信等需求的驅(qū)動下，平流層飛艇引起了各國的普遍重視，美國、日本、俄羅斯、韓 國、歐盟、中國等主要國家陸續(xù)啟動了相關(guān)的研究計劃，開始了較深入的研究開發(fā)工作。一 些國家已經(jīng)開始著手進行平流層飛艇樣機的研制和飛行試驗。
[0003] 飛行試驗是檢驗飛行性能指標是否滿足要求、飛艇總體設(shè)計是否合理的重要依 據(jù)。當前平流層飛艇尚處在探索階段，開展一次試驗飛行的周期較長，成本和代價也很大， 因此往往希望能通過一次飛行試驗評估出盡可能多的飛行特性參數(shù)。然而，現(xiàn)階段從飛行 試驗中，獲取平流層飛艇的飛行性能參數(shù)或飛行特性參數(shù)，存在幾個根本性的困難:首先， 相對風速或真風速無法測量。由于平流層環(huán)境的特殊性，目前還無法實時獲取飛行時的相 對風速信息（空速、攻角、側(cè)滑角)或者真風速信息。運些信息對基礎(chǔ)飛行特性參數(shù)的辨識至 關(guān)重要，因為平流層飛艇的動力學特性與其相對于大氣的移動速度相關(guān)，而非與相對地面 的移動速度相關(guān)。其次，平流層飛艇處于風場環(huán)境。平流層風場并不恒定，風速/風向隨高度 的變化而變化，僅當高度變化很小時，才能近似看作恒定風場。由于平流層飛艇體積龐大， 運動速度低，其動力學特性受風的影響很大。和低空飛艇可選擇無風環(huán)境開展飛行試驗不 同，平流層飛艇的飛行試驗無法隔離風的影響。在風速不可測的情況下，加劇了參數(shù)估計的 困難。其=，平流層試驗飛艇自身存在的一些不足，加劇了飛行工況保持的難度。例如，由于 俯仰姿態(tài)調(diào)節(jié)困難，平流層飛艇保持定高飛行比較困難，一旦飛艇推力或空速發(fā)生變化，高 度就會發(fā)生飄移，而高度飄移又往往導致艇體壓力變化，產(chǎn)生充放氣效應，使得飛艇的質(zhì)量 參數(shù)也發(fā)生改變。然而，保持特定的飛行工況，是通過試驗方法辨識飛行特性參數(shù)的關(guān)鍵。
[0004] W風速估計為例，來說明通過試驗方法評估飛行性能參數(shù)的困境。曾有人認為，可 用下述方法提取風速:首先讓飛艇處于無動力飄飛狀態(tài)，此時導航系統(tǒng)，如GI^給出的地速 即為風速。由于平流層風場具有較好的時間穩(wěn)定性，在之后的飛行性能評估試驗時，可認為 風速保持不變。但實際上，平流層風場隨高度分層變化，一旦動力開啟，由于俯仰姿態(tài)調(diào)節(jié) 的困難，幾乎不可能使得飛艇保持在零攻角飛行狀態(tài)，飛行高度會發(fā)生飄移，而高度變化一 旦和充放氣禪合，高度飄移很容易就會超過200m。此時，新高度上的風場已經(jīng)不是之前飄飛 時的風場。
[0005] 數(shù)學上，平流層飛艇飛行特性參數(shù)的試驗辨識問題，可歸結(jié)為:在風場和空速未知 的前提下，如何進行試驗設(shè)計和辨識算法設(shè)計，使得僅利用相對于地面的移動軌跡、速度、 姿態(tài)等其他信息，就可評估出所期望的飛行特性參數(shù)。目前在平流層及W上高度，還沒有已 見文獻的方法能直接為平流層飛艇提供評價飛行性能所需要的實時水平風速風向、空速、 穩(wěn)態(tài)盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速率、側(cè)滑角和攻角信息。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是如何準確估計平流層飛艇的飛行性能參數(shù)。
[0007] 為此目的，本發(fā)明提出了一種估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的方法，包括：
[0008] 使所述飛艇進入穩(wěn)定盤旋飛行狀態(tài)；
[0009] 獲取所述飛艇的地速、姿態(tài)信息和位置信息；
[0010] 根據(jù)所述飛艇的地速、姿態(tài)信息和位置信息，估計所述飛艇的飛行性能參數(shù)。
[0011] 優(yōu)選地，所述使所述飛艇進入穩(wěn)定盤旋飛行狀態(tài)包括：
[0012] 固定所述飛艇的主獎轉(zhuǎn)速和偏航控制量，使所述飛艇進入盤旋飛行狀態(tài)；當所述 飛艇的飛行高度的波動值小于預設(shè)值時，即認為所述飛艇進入穩(wěn)定盤旋飛行狀態(tài)。
[0013] 優(yōu)選地，所述飛艇的飛行性能參數(shù)包括風速、空速、偏航操縱性能參數(shù)和縱、橫向 穩(wěn)定性能參數(shù)。
[0014] 優(yōu)選地，所述風速、空速的計算過程包括：
[0015] 根據(jù)所述風速、空速和地速的關(guān)系建立第一圓方程：
[0016]
[0017] 其中，（Vx，Vy)為艇載導航系統(tǒng)測出的地速，（Wx，Wy)為待估計的風速，Va為待估計的 空速；
[0018] 利用盤旋飛行時測出的多個地速(Vxi，Vyi)，i = l，2,…，通過圓擬合算法，計算待 估計的風速(Wx，Wy )和待估計的空速Va。
[0019] 優(yōu)選的，所述通過圓擬合算法，計算待估計的風速(Wx，Wy)和待估計的空速Va的步 驟包括：
[0020] A、通過多個地速(Vxi，Vyi)，i = 1，2，…n，定義中間參數(shù)
[0021] a = 2Wx，b = 2Wy，C = Va2- (Wx2+Wy2)
[0022] 構(gòu)造出最小二乘方程；
[0023]
[0024] B、求解最小二乘方程，計算出a，b，c;
[0025] C、由a.h.c計當風巧（Wy.Wv),巧巧V。。
[0026]
[0027] 優(yōu)選地，所述偏航操縱性能參數(shù)包括:所述飛艇的盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速 度;所述偏航操縱性能參數(shù)的計算過程包括：
[0028] 根據(jù)所述飛艇的盤旋軌跡，建立第二圓方程
[0029] [ (X-Wxt) -XOO ] 2+ [ (y-Wyt) -y00 ] 2 = r2
[0030] 其中，（Wx，Wy)為風速，（xoo，yoo)為初始時刻圓屯、的位置，（x，y)為艇載導航系統(tǒng)測 出的飛艇位置，R為待估計的飛艇的盤旋半徑，t為時間；
[0031 ]從所述飛艇的盤旋軌跡上選取一系列點（Xi，yi，ti)，i = I，2，…，通過圓擬合算法， 計算待估計的飛艇的盤旋半徑R。
[0032] 優(yōu)選地，所述盤旋周期、盤旋角速度通過W下公式進行計算：
[0033]
[0034]
[0035] 其中，CO為盤旋角速率，Tcircle為盤旋周期。
[0036] 優(yōu)選地，所述縱、橫向穩(wěn)定性能參數(shù)包括所述飛艇的平均側(cè)滑角、瞬時側(cè)滑角、平 均攻角和瞬時攻角；
[0037] 所述飛艇的平均側(cè)滑角和瞬時側(cè)滑角通過W下公式進行計算：
[00；3 引
[0039]
[0040]
[0041]
[0042]
[00創(chuàng)其中，為空速在導航坐標系下的分量;區(qū)^為地速在導 航坐標系下的分量，[WxWy o]T為風速在導航坐標系下的分量JFdXb K,.,，r為空速 在體軸系上的分量，A(Cl) 1，01，如)為從導航坐標系轉(zhuǎn)到體軸系的轉(zhuǎn)換矩陣，m為盤旋軌跡上 點的個數(shù)，i = l，2,…，111，及為平均側(cè)滑角，01為ti時刻的側(cè)滑角，[F。娜氏加F。，化了為空 速在體軸系上的分量平均值，為空速在體軸系上的y軸方向分量平均值，（Va,yb)i為ti時 刻空速在體軸系上的y軸方向分量。
[0044]優(yōu)選地，所述飛艇的平均攻角和瞬時攻角通過W下公式進行計算：
[0045]
[0046]
[0047] 其中，壓為平均攻角，.-1-.么6^.為m個俯仰角的平均值，巧^為空速在體軸系上的Z軸 方向分量平均值，^^6為空速在體軸系上的X軸方向分量平均值，a功ti時刻的瞬時攻角，01 為ti時刻的俯仰角，（Va,bz)功ti時刻空速在體軸系上的Z軸方向分量平均值，（Va,bx)功ti時 刻空速在體軸系上的X軸方向分量平均值。
[0048] 另一方面，本發(fā)明還提供了一種估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的系統(tǒng)，包括:飛行 單元、采集單元、估計單元；
[0049] 所述飛行單元用于使所述飛艇進入穩(wěn)定盤旋飛行狀態(tài)；
[0050] 所述采集單元獲取所述飛艇的地速、姿態(tài)信息和位置信息；
[0051] 所述估計單元用于根據(jù)所述飛艇的地速、姿態(tài)信息和位置信息，估計所述飛艇的 飛行性能參數(shù)。
[0052] 本發(fā)明提供的估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的方法和系統(tǒng)，可在高空稀薄大氣環(huán) 境下，利用平流層飛艇內(nèi)的導航系統(tǒng)給出的地速、位置、姿態(tài)角信息，計算出準確的水平風 速、風向、空速、偏航操縱性能(穩(wěn)態(tài)盤旋半徑、盤旋周期、盤旋角速率）、縱橫向穩(wěn)定性(側(cè)滑 角和攻角）等飛行性能參數(shù);且本發(fā)明過程簡單、易于實現(xiàn)，只需固定主獎轉(zhuǎn)速和偏航控制 量，飛艇即可進入盤旋飛行狀態(tài)，盤旋飛行使飛艇處于固定高度，風速和風向固定，使飛艇 處于恒定風場下，減小了估計平流層飛艇飛行性能參數(shù)的誤差。
【附圖說明】