基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器技术

本发明专利技术提供了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。本发明专利技术适用于任意数量舵面的轴对称飞行器或近似轴对称飞行器，气动力数学模型从每个舵面的舵偏出发，而非控制舵偏通道组合，简化了模型表达式，摆脱了控制策略的限制，克服了现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性等方面的不足，兼顾了线性数学模型和非线性数学模型的优点，提高了效率。提高了效率。提高了效率。

【技术实现步骤摘要】
基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器


[0001]本专利技术涉及轴对称飞行器的
，具体地，涉及一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器，尤其是涉及一种与控制策略无关的轴对称飞行器气动力数学模型建模方法。

技术介绍

[0002]在飞行器设计过程中，需获取飞行器动力和气动力矩，现代技术条件下，获取气动力的手段通常有数值计算和风洞试验两种，获取的数据为离散点，不可能与飞行力学和控制系统等设计和仿真所需的状态点一致，考虑到人力、物力和时间成本，数值计算和风洞试验无法按照飞行力学和控制系统等所需的状态点进行。因此就需要建立气动力数学模型利用离散的数据点来获取计算/试验包络范围内任一点的气动力和气动力矩数据。根据气动力数学模型的输出结果进行相应的操稳特性、控制系统、结构与强度、飞行力学等方面的仿真和设计，形成全套的设计图纸和技术资料，并据此进行飞行器的生产制造、飞行试验验证等活动，计算/试验包络范围表示计算包络范围和试验包络范围，/表示或者。
[0003]常规的以控制舵偏通道为出发点的气动力数学模型通过不同的控制通道舵偏组合出实际的舵偏状态，若控制策略发生了变化，则无法使用。
[0004]常见的数学模型分为线性、非线性两类。由于控制通道舵偏组合较为复杂，线性数学模型需要的配套状态较多。有的线性模型为了方便处理，将副翼通道拆分到俯偏控制通道，分开进行处理，导致对法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩5个气动力分量的处理方法与轴向力的处理方法不同，满足上述5个气动力分量的通道舵偏组合状态不能有效覆盖轴向力的舵偏组合状态需求，需额外增加计算/试验状态或采用铰链力矩计算/试验的数据进行补充。
[0005]非线性数学模型阶次较高，有可能会出现龙格现象(Runge phenomenon)，导致插值点数据与真实的气动力/气动力矩数据偏离较多。同时，有的非线性模型由于其建模方法的特殊性，构建的基函数与滚转角数量、舵偏角数量、通道间的组合方式等相关联，若通道间组合方式发生了变化，甚至滚转角或舵偏角数量发生变化，都需重新构建模型的基函数，使用不够灵活，难以按照需求进行针对性加密。
[0006]公开号为CN111695193A的中国专利技术专利文件公开了一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统，包括：步骤M1：基于飞行器外形对称性，建立三维气动力数学模型；步骤M2：利用风洞试验获取气动力数学模型的输入，求解飞行器三维气动力数学模型的各项系数，从而确定飞行器的三维气动力数学模型；步骤M3：根据最终确定的飞行器三维气动力数学模型评估制导、控制和自动驾驶仪的特性。本专利技术为利用不同批次、不同状态的飞行试验数据进行数学模型持续修正提供最优数学形式的模型，能明显提高数学模型精度。
[0007]针对上述现有技术，专利技术人认为上述方法受到控制策略的限制，现有线性数学模型和非线性数学模型在工作量、数据准确性和使用灵活性不足。

技术实现思路

[0008]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器。
[0009]根据本专利技术提供的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，包括如下步骤：
[0010]步骤1：建立气动力数学模型；
[0011]步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。
[0012]优选的，所述步骤1包括如下步骤：
[0013]步骤1.1：获得无舵偏外形气动力/力矩系数C
k
（α)；
[0014]步骤1.2：获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C
k
(δ)；
[0015]步骤1.3：根据无舵偏状态的气动力/气动力矩C
k
(α)与舵偏带来的气动力/气动力矩变化量C
k
(δ)求和获取作用于飞行器的气动力/气动力矩C
k
：
[0016]C
k
＝C
k
(α)+C
k
(δ)；
[0017]其中，下标k＝1，2，3，4，5，6，k取不同值时，C
k
分别代表不同的气动力/气动力矩系数；α代表合成攻角，C
k
(α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏角，C
k
(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，气动力/力矩表示气动力或者气动力矩；在不同滚转角之间则根据给定的滚转角状态点处的数据以滚转角为自变量进行插值；得到气动力数学模型。
[0018]优选的，所述步骤1.1还包括：根据对称性建立滚转角Φ、平移量ΔΦ
SYM
、马赫数Ma、合成攻角α、舵偏角δ
i
和无舵偏外形气动力/力矩系数C
k
(α)之间的函数关系；
[0019]C
k
(α)＝C
k
(Φ，Ma，α，δ1＝0，δ2＝0，
…
，δ
i
＝0，
…
，δ
N
＝0)，Φ∈[ΔΦ
SYM
，ΔΦ
SYM
+π])；
[0020]C
k
(α)＝λ*C
k
(2ΔΦ
SYM
‑
Φ+2π，Ma，α，δ1＝0，δ2＝0，
…
，δ
i
＝0，
…
，δ
N
＝0)，Φ∈(ΔΦ
SYM
+π，ΔΦ
SYM
+2π)；
[0021]其中，δ
i
代表第i个舵面的舵偏角，i＝1，2，
…
，N；N表示飞行器的舵面数；Φ
SYM
代表来流在垂直于飞行器对称轴方向的分量与飞行器无舵偏外形对称面之间的夹角，ΔΦ
SYM
代表Φ
SYM
与飞行器的滚转角Φ之间的平移量(Φ＝Φ
SYM
+ΔΦ
SYM
)；Ma代表马赫数，λ取1.0或
‑
1.0。
[0022]优选的，所述步骤1.2还包括：根据舵偏角的偏导数或差分获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C
k
(δ)：
[0023][0024]其中，i＝1，2，
…
，N；δ
i
代表第i个舵面的舵偏角；代表第i个舵面上的气动力/气动力矩系数对舵偏角的偏导数或差分。
[0025]优选的，所述气动力数学模型适用于具有任意整数N个舵面，且舵面在飞行器周向均匀分布的轴对称或带凸起物的近似轴对称飞行器，所述气动力数学模型使用的限制条件是凸起物对舵面效率的影响及舵面互相之间的干扰对舵效的影响不超过10％。
[0026]优选的，所述滚转角之间的间隔不大于22.5
°
。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立气动力数学模型；步骤2：根据气动力数学模型对飞行器飞行力学、控制系统、结构系统和电气系统的进行构建仿真，根据构建仿真的结果制造飞行器。2.根据权利要求1所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于，所述步骤1包括如下步骤：步骤1.1：获得无舵偏外形气动力/力矩系数C
k
(α)；步骤1.2：获得舵偏带来的气动力/力矩系数变化量C
k
(δ)；步骤1.3：根据无舵偏状态的气动力/气动力矩C
k
(α)与舵偏带来的气动力/气动力矩变化量C
k
(δ)求和获取作用于飞行器的气动力/气动力矩C
k
：C
k
＝C
k
(α)+C
k
(δ)；其中，下标k＝1,2,3,4,5,6，k取不同值时，C
k
分别代表不同的气动力/气动力矩系数；α代表合成攻角，C
k
(α)代表无舵偏外形的气动力/力矩系数；δ代表舵偏角，C
k
(δ)代表舵偏带来的气动力/力矩系数变化量，气动力/力矩表示气动力或者气动力矩；在不同滚转角之间则根据给定的滚转角状态点处的数据以滚转角为自变量进行插值；得到气动力数学模型。3.根据权利要求2所述的一种基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法，其特征在于：所述步骤1.1还包括：根据对称性建立滚转角Φ、平移量ΔΦ
SYM
、马赫数Ma、合成攻角α、舵偏角δ
i
和无舵偏外形气动力/力矩系数C
k
(α)之间的函数关系；C
k
(α)＝C
k
(Φ,Ma,α,δ1＝0,δ2＝0,
…
,δ
i
＝0,
…
,δ
N
＝0)，Φ∈[ΔΦ
SYM
,ΔΦ
SYM
+π])；C
k
(α)＝λ*C
k
(2ΔΦ
SYM
‑
Φ+2π,Ma,α,δ1＝0,δ2＝0,
…
,δ
i
＝0,
…
,δ
N
＝0)，Φ∈(ΔΦ
SYM
+π，ΔΦ
SYM
...

【专利技术属性】
技术研发人员：梁伟，扬帆，徐胜利，侯振乾，韦亚利，李欣，吴王浩，周小川，李晓冬，史松伟，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：