一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法技术

本发明专利技术公开了一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，具体步骤为：获取飞行器三通道的气动数据；建立三通道耦合气动力矩系数的数学模型；计算飞行器当前速度下的平衡状态；在平衡状态下提取气动耦合项；将三通道气动力矩系数描述为基本型与耦合项叠加的形式；对三通道气动力矩系数小扰动线性化；在平衡状态处定义气动耦合对三通道稳定性影响程度的指标；在平衡状态处定义气动耦合对三通道控制舵面的需求；根据前述定义分析气动耦合对三通道运动控制的影响。本发明专利技术针对面对称高超声速飞行器三通道之间存在的耦合，提出了一种耦合影响程度分析方法，从对稳定性的影响和对操纵能力的需求两个方面，定性且定量地分析耦合对飞行器运动稳定性的影响。

A Method of Aerodynamic Coupling Impact Analysis Based on Relative Gain

【技术实现步骤摘要】
一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法
本专利技术涉及一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，属于高超声速飞行器控制

技术介绍
高超声速飞行器大空域、宽速域、大机动的特点，使得高超声速飞行器飞行过程中，马赫数、迎角、高度、动压变化范围很大，不同状态下的气动特性差异大，滚转、俯仰、偏航三通道之间的耦合严重，并且存在不稳定区域和非最小相位特性，尤其是气动耦合对稳定性的影响更为严重。另一方面，受总体、结构、防热系统的限制，飞行器的操纵能力有限，在大迎角、大马赫数飞行阶段操纵能力不足。不稳定性、强耦合性、强非线性、强不确定性、弱操纵性相互叠加，严重影响了飞行器的运动稳定性，尤其是在大迎角飞行时，三通道耦合严重，并且表现为严重的非最小相位特性，这对控制系统的设计提出了严重的挑战。因此，如何评价耦合对飞行器三通道运动控制的影响就成为制导控制系统首先需要解决的问题。目前，针对面对称飞行器三通道耦合问题，大多都采用“耦合度”的概念来分析耦合的影响程度。文献“高超声速飞行器姿态运动协调研究”(《电光与控制》，2017，Vol24(10)：17～21)，从时域响应的角度定义了输入与状态之间的耦合度，这种方法需要采集大量的输入输出数据样本进行统计分析。文献“面向控制的飞行器气动耦合模型解耦方法研究”(《飞行力学》2013，Vol31(5)：402～406)针对气动耦合给出了稳定力矩耦合度、阻尼力矩耦合度、操纵力矩耦合度和可控耦合度的定义，将气动耦合影响等效为气动角的变化进行分析。面对称高超声速飞行器三通道耦合对飞行器的运动控制影响严重，耦合分析方法还需要进一步的深入研究，使其更直接地体现耦合对运动控制的影响。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：提供一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，从对稳定性的影响和对操纵能力的需求两个方面，定性且定量地分析面对称高超声速飞行器三通道之间存在的耦合对飞行器运动稳定性的影响。本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，包括如下步骤：步骤1，获取面对称飞行器三通道的气动数据，包括滚转通道的稳定力矩系数Cmx0和控制力矩系数Cmxc、偏航通道的稳定力矩系数Cmy0和控制力矩系数Cmyc、俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0和控制力矩系数Cmzc；步骤2，建立滚转、偏航、俯仰通道气动力矩系数Cmx,Cmy,Cmz的数学模型；步骤3，根据步骤2的数学模型，计算飞行器当前速度下的平衡状态；步骤4，在平衡状态下，从三通道气动力矩系数的数学模型中提取气动耦合项；步骤5，在平衡状态处，将三通道气动力矩系数描述为基本项和耦合项相叠加的形式；步骤6，在平衡状态处，对三通道气动力矩系数进行小扰动线性化；步骤7，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道稳定性的影响程度指标，具体为：迎角-滚转气动耦合对滚转静稳定性的影响程度指标λx定义为：迎角-偏航气动耦合对偏航静稳定性的影响程度指标λy定义为：侧滑角-俯仰气动耦合对俯仰静稳定性的影响程度指标λz定义为：其中，表示滚转力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对滚转力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对偏航力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示俯仰力矩系数对迎角的偏导数，表示侧滑角对俯仰力矩系数的气动耦合项对迎角的偏导数；步骤8，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道控制舵面的需求，具体为：迎角-滚转气动耦合影响对滚转通道控制舵面的需求Δδa定义为：迎角-偏航气动耦合影响对偏航通道控制舵面的需求Δδr定义为：侧滑角-俯仰气动耦合影响对俯仰通道控制舵面的需求Δδe定义为：其中，ΔCmx(Δα),ΔCmy(Δα)分别表示平衡状态处迎角的变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmz(Δβ)表示平衡状态处侧滑角的变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，表示平衡状态处滚转力矩系数对副翼的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对副翼操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处偏航力矩系数对方向舵的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对方向舵操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处俯仰力矩系数对升降舵的偏导数，表示平衡状态处侧滑角的变化对升降舵操纵效率的耦合影响项；步骤9，根据步骤7和步骤8的定义，分析气动耦合对三通道运动控制的影响。作为本专利技术的一种优选方案，所述步骤2的具体过程为：滚转、偏航、俯仰通道的稳定力矩系数均是马赫数Ma、迎角α和侧滑角β的非线性函数，滚转、偏航、俯仰通道的控制力矩系数均是马赫数Ma、迎角α、侧滑角β和控制舵面δa,δr,δe的非线性函数：Cmx0＝Cmx0(Ma,α,β)Cmxc＝Cmxc(Ma,α,β,δa)Cmy0＝Cmy0(Ma,α,β)Cmyc＝Cmyc(Ma,α,β,δr)Cmz0＝Cmz0(Ma,α,β)Cmzc＝Cmzc(Ma,α,β,δe)则三通道气动力矩系数描述为：Cmx＝Cmx0(Ma,α,β)+Cmxc(Ma,α,β,δa)Cmy＝Cmy0(Ma,α,β)+Cmyc(Ma,α,β,δr)Cmz＝Cmz0(Ma,α,β)+Cmzc(Ma,α,β,δe)其中，Cmx,Cmy,Cmz分别表示滚转、偏航、俯仰通道的气动力矩系数，Cmx0(Ma,α,β),Cmxc(Ma,α,β,δa)分别表示滚转通道的稳定力矩系数Cmx0、控制力矩系数Cmxc，Cmy0(Ma,α,β),Cmyc(Ma,α,β,δr)分别表示偏航通道的稳定力矩系数Cmy0、控制力矩系数Cmyc，Cmz0(Ma,α,β),Cmzc(Ma,α,β,δe)分别表示俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0、控制力矩系数Cmzc。作为本专利技术的一种优选方案，所述步骤3的具体过程为：对于面对称飞行器，平衡状态下的侧滑角为0°，滚转与偏航通道的控制舵面也均为0°，配平计算时仅需计算俯仰通道的配平舵面δe0，δe0满足：Cmzc(Ma0,α0,β0,δe0)＝-Cmz0(Ma0,α0,β0)其中，Ma0,α0,β0分别表示平衡状态下的马赫数、迎角、侧滑角，Cmz0(Ma0,α0,β0),Cmzc(Ma0,α0,β0,δe0)分别表示平衡状态下俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0、控制力矩系数Cmzc，β0＝0°。作为本专利技术的一种优选方案，所述步骤4的具体过程为：气动耦合对三通道稳定力矩系数的影响为：ΔCmx0(Ma0,Δα,β0)＝Cmx0(Ma0,α0+Δα,β0)-Cmx0(Ma0,α0,β0)ΔCmy0(Ma0,Δα,β0)＝Cmy0(Ma0,α0+Δα,β0)-Cmy0(Ma0,α0,β0)ΔCmz0(Ma0,α0,Δβ)＝Cmz0(Ma0,α0,β0+Δβ)-Cmz0(Ma0,α0,β0)其中，ΔCmx0(Ma0,Δα,β0),ΔCmy0(Ma0,Δα,β0)分别表示平衡状态处迎角变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmz0(Ma0,α0,Δβ)表示平衡状态处侧滑角变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，Cmx0(Ma0,α0,β0)、Cmx0(Ma0,α0+Δα,β0)分别表示平衡状态处迎角变化前、后滚转通道稳定力矩系数的数学模型，Cmy0(Ma0,α0,β0)、Cmy0(Ma0,α0+Δα,β0)分别表示本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，获取面对称飞行器三通道的气动数据，包括滚转通道的稳定力矩系数Cmx0和控制力矩系数Cmxc、偏航通道的稳定力矩系数Cmy0和控制力矩系数Cmyc、俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0和控制力矩系数Cmzc；步骤2，建立滚转、偏航、俯仰通道气动力矩系数Cmx,Cmy,Cmz的数学模型；步骤3，根据步骤2的数学模型，计算飞行器当前速度下的平衡状态；步骤4，在平衡状态下，从三通道气动力矩系数的数学模型中提取气动耦合项；步骤5，在平衡状态处，将三通道气动力矩系数描述为基本项和耦合项相叠加的形式；步骤6，在平衡状态处，对三通道气动力矩系数进行小扰动线性化；步骤7，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道稳定性的影响程度指标，具体为：迎角‑滚转气动耦合对滚转静稳定性的影响程度指标λx定义为：

【技术特征摘要】
1.一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，获取面对称飞行器三通道的气动数据，包括滚转通道的稳定力矩系数Cmx0和控制力矩系数Cmxc、偏航通道的稳定力矩系数Cmy0和控制力矩系数Cmyc、俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0和控制力矩系数Cmzc；步骤2，建立滚转、偏航、俯仰通道气动力矩系数Cmx,Cmy,Cmz的数学模型；步骤3，根据步骤2的数学模型，计算飞行器当前速度下的平衡状态；步骤4，在平衡状态下，从三通道气动力矩系数的数学模型中提取气动耦合项；步骤5，在平衡状态处，将三通道气动力矩系数描述为基本项和耦合项相叠加的形式；步骤6，在平衡状态处，对三通道气动力矩系数进行小扰动线性化；步骤7，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道稳定性的影响程度指标，具体为：迎角-滚转气动耦合对滚转静稳定性的影响程度指标λx定义为：迎角-偏航气动耦合对偏航静稳定性的影响程度指标λy定义为：侧滑角-俯仰气动耦合对俯仰静稳定性的影响程度指标λz定义为：其中，表示滚转力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对滚转力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对偏航力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示俯仰力矩系数对迎角的偏导数，表示侧滑角对俯仰力矩系数的气动耦合项对迎角的偏导数；步骤8，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道控制舵面的需求，具体为：迎角-滚转气动耦合影响对滚转通道控制舵面的需求Δδa定义为：迎角-偏航气动耦合影响对偏航通道控制舵面的需求Δδr定义为：侧滑角-俯仰气动耦合影响对俯仰通道控制舵面的需求Δδe定义为：其中，ΔCmx(Δα),ΔCmy(Δα)分别表示平衡状态处迎角的变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmz(Δβ)表示平衡状态处侧滑角的变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，表示平衡状态处滚转力矩系数对副翼的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对副翼操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处偏航力矩系数对方向舵的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对方向舵操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处俯仰力矩系数对升降舵的偏导数，表示平衡状态处侧滑角的变化对升降舵操纵效率的耦合影响项；步骤9，根据步骤7和步骤8的定义，分析气动耦合对三通道运动控制的影响。2.根据权利要求1所述基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，所述步骤2的具体过程为：滚转、偏航、俯仰通道的稳定力矩系数均是马赫数Ma、迎角α和侧滑角β的非线性函数，滚转、偏航、俯仰通道的控制力矩系数均是马赫数Ma、迎角α、侧滑角β和控制舵面δa,δr,δe的非线性函数：Cmx0＝Cmx0(Ma,α,β)Cmxc＝Cmxc(Ma,α,β,δa)Cmy0＝Cmy0(Ma,α,β)Cmyc＝Cmyc(Ma,α,β,δr)Cmz0＝Cmz0(Ma,α,β)Cmzc＝Cmzc(Ma,α,β,δe)则三通道气动力矩系数描述为：Cmx＝Cmx0(Ma,α,β)+Cmxc(Ma,α,β,δa)Cmy＝Cmy0(Ma,α,β)+Cmyc(Ma,α,β,δr)Cmz＝Cmz0(Ma,α,β)+Cmzc(Ma,α,β,δe)其中，Cmx,Cmy,Cmz分别表示滚转、偏航、俯仰通道的气动力矩系数，Cmx0(Ma,α,β),Cmxc(Ma,α,β,δa)分别表示滚转通道的稳定力矩系数Cmx0、控制力矩系数Cmxc，Cmy0(Ma,α,β),Cmyc(Ma,α,β,δr)分别...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙春贞，黄一敏，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32