十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统，基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制轴对称性推得导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维动力数学模型制定相应的风洞试验计划；利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型的输入；利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模型建模。本发明专利技术采用的方法，解决了副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制“+

【技术实现步骤摘要】
十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统


[0001]本专利技术涉及数学模型建模的
，具体地，涉及一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统。尤其是，优选的涉及一种副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制“+
×”
轴对称导弹三维气动力数学模型的建模方法。

技术介绍

[0002]为了评估制导、控制和自动驾驶仪的特性，最合乎需要的外形气动特性的描述是在M，Φ，α
Φ
，δ
P
，δ
Y
和δ
R
整个飞行范围内，导弹承受的力和力矩C
N
，C
A
，C
Z
，m
X
，m
Y
和m
Z
为上述变量函数的三维表达形式。这些数据可以成为全六自由度导弹系统弹道仿真的一部分。由于要积累足够的气动力数据提供三维表示，要求有一个宏大的风洞试验计划。一般说来，导弹外形基本确定后才着手做实验。所表示的方式应当考虑周到并用以指导试验计划。为了提供与试验数据一致性的表示式(特别是在最有可能飞行的范围)并尽量减少计算机存储要求，有必要对数据作实质性分析并建立相应的格式。其中，C
N
：全弹法向力系数；C
Z
：全弹侧向力系数；C
A
：全弹轴向力系数；m
X
：全弹滚转力矩系数；m
Y
：全弹偏航力矩系数；m
Z
：全弹俯仰力矩系数；X
CM/>：导弹质心，单位m；X
R
：力矩数据m
Y
、m
Z
参考点，单位m；M：马赫数；α
Φ
：合成攻角，单位
°
，速度矢量与OX轴的夹角；Φ：滚转角，单位
°
。
[0003]公开号为CN108120581A的中国专利技术专利文献公开了一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。
[0004]针对上述中的相关技术，专利技术人认为小弹径导弹舵机空间小、洗流影响较强，风洞试验次数较多。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法及系统。
[0006]根据本专利技术提供的一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，包括如下步骤：
[0007]模型推导步骤：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制轴对称性，推得导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维动力数学模型制定相应的风洞试验计划；
[0008]模型输入获取步骤：利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型的输入；
[0009]建模完成步骤：利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模型建模。
[0010]优选的，在所述建模完成步骤中，所述导弹三维气动力数学模型包括：
[0011]定义一个60维列向量x＝[x1，x2，
…
，x
60
]T
、一个50维列向量y＝[y1，y2，
…
y
50
]T
和一个3维列向量z＝[z1,z2,z3]T
；
[0012]其中，x1、x2直到x
60
分别为60维列向量x的元素；y1、y2直到y
50
分别为50维列向量y的元素；z1、z2和z3分别为3维列向量z的元素；T表示矩阵的转置；
[0013]x1＝1，x2＝cos4Φ，x3＝cos8Φ，x4＝δ
Y
cosΦ+δ
P
sinΦ，sinΦ，x7＝δ
Y
δ
P
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，x
23
＝δ
R
(δ
P
cosΦ
‑
δ
Y
sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，x
52
＝cosΦ+sinΦ，x
53
＝sin2Φ，x
54
＝cos3Φ
‑
sin3Φ，x
55
＝cos5Φ+sin5Φ，x
56
＝sin6Φ，x
57
＝cos7Φ
‑
sin7Φ，x
58
＝1，x
59
＝cos4Φ，x
60
＝cos8Φ；
[0014]其中，Φ表示滚转角；δ
Y
表示俯仰舵偏角；δ
P
表示偏航舵偏角；δ
R
表示副翼舵偏角；
[0015]y1＝sin4Φ，y2＝δ
P
cosΦ
‑
δ
Y
sinΦ，sinΦ，y6＝δ
R
，y7＝δ
R
cos4Φ，cos4Φ，y
10
＝δ
R
(δ
Y
cosΦ+δ
P
sinΦ)，sinΦ)，y
16
＝δ
R
δ
Y
δ
P
sin2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，n2Φ，y
42
＝sinΦ
‑
cosΦ,y
43
＝cos2Φ,y
44
＝sin3Φ+cos3Φ,y
45
＝sin5Φ
‑
cos5Φ,y
46
＝cos6Φ,y
47
＝sin7Φ+cos7Φ,y
48
＝1,y
49
＝cosΦ+sinΦ,y
50
＝sin4Φ；
[0016]z1＝1，z2＝sin2Φ，z3＝cos4Φ。
[0017]优选的，在所述建模完成步骤中，对于某个M、α
Φ
有
[0018][0019][0020]其中，[a
ij
]和[e
ij
]为系数矩阵；x
j
表示60维列向量x的元素、y
j
表示50维列向量y的元素；C
N
表示全弹法向力系数；C
Z
表示全弹侧本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，其特征在于，包括如下步骤：模型推导步骤：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制轴对称性，推得导弹三维气动力数学模型，根据导弹三维动力数学模型制定相应的风洞试验计划；模型输入获取步骤：利用风洞试验计划获取导弹三维气动力数学模型的输入；建模完成步骤：利用获取的导弹三维气动力数学模型的输入求解导弹三维气动力数学模型的各项系数，完成全弹的气动力数学模型建模。2.根据权利要求1所述的十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，其特征在于，在所述建模完成步骤中，所述导弹三维气动力数学模型包括：定义一个60维列向量x＝[x1，x2，
…
，x
60
]
T
、一个50维列向量y＝[y1，y2，
…
y
50
]
T
和一个3维列向量z＝[z1,z2,z3]
T
；其中，x1、x2直到x
60
分别为60维列向量x的元素；y1、y2直到y
50
分别为50维列向量y的元素；z1、z2和z3分别为3维列向量z的元素；T表示矩阵的转置；x1＝1，x2＝cos4Φ，x3＝cos8Φ，x4＝δ
Y
cosΦ+δ
P
sinΦ，sinΦ，x7＝δ
Y
δ
P
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，x
23
＝δ
R
(δ
P
cosΦ
‑
δ
Y
sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，
x
52
＝cosΦ+sinΦ，x
53
＝sin2Φ，x
54
＝cos3Φ
‑
sin3Φ，x
55
＝cos5Φ+sin5Φ，x
56
＝sin6Φ，x
57
＝cos7Φ
‑
sin7Φ，x
58
＝1，x
59
＝cos4Φ，x
60
＝cos8Φ；其中，Φ表示滚转角；δ
Y
表示俯仰舵偏角；δ
P
表示偏航舵偏角；δ
R
表示副翼舵偏角；y1＝sin4Φ，y2＝δ
P
cosΦ
‑
δ
Y
sinΦ，sinΦ，y6＝δ
R
，y7＝δ
R
cos4Φ，cos4Φ，y
10
＝δ
R
(δ
Y
cosΦ+δ
P
sinΦ)，sinΦ)，y
16
＝δ
R
δ
Y
δ
P
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，y
42
＝sinΦ
‑
cosΦ,y
43
＝cos2Φ,y
44
＝
sin3Φ+cos3Φ,y
45
＝sin5Φ
‑
cos5Φ,y
46
＝cos6Φ,y
47
＝sin7Φ+cos7Φ,y
48
＝1,y
49
＝cosΦ+sinΦ,y
50
＝sin4Φ；z1＝1，z2＝sin2Φ，z3＝cos4Φ。3.根据权利要求2所述的十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，其特征在于，在所述建模完成步骤中，对于某个M、α
Φ
有有其中，[a
ij
]和[e
ij
]为系数矩阵；x
j
表示60维列向量x的元素、y
j
表示50维列向量y的元素；C
N
表示全弹法向力系数；C
Z
表示全弹侧向力系数；C
A
表示全弹轴向力系数；m
X
表示全弹滚转力矩系数；m
Y
表示全弹偏航力矩系数；m
Z
表示全弹俯仰力矩系数；X
CM
表示导弹质心；X
R
表示力矩数据m
Y
和m
Z
参考点；M表示马赫数；α
Φ
表示合成攻角；Lr表示参考长度。4.根据权利要求2所述的十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，其特征在于，在所述建模完成步骤中，在于，在所述建模完成步骤中，在于，在所述建模完成步骤中，其中，δ1为第一舵面对应的俯仰舵偏值；δ3表示第三舵面对应的俯仰舵偏值；δ2表示第二舵面对应的偏航舵偏值；δ4表示第四舵面对应的偏航舵偏值；δ5表示第五舵面对应的副翼舵偏值；δ6表示第六舵面对应的副翼舵偏值；δ7表示第七舵面对应的副翼舵偏值；δ8表示第八舵面对应的副翼舵偏值。5.根据权利要求1所述的十叉型双舵面控制轴对称导弹三维气动力建模方法，其特征在于，在所述建模完成步骤中，从空气动力学基础理论出发，采用Taylor和Fourier多重混合级数展开技术，推导出副翼鸭舵俯仰偏航尾舵双舵面控制轴对称战术导弹类三维气动力插值模型。6.一种十叉型双舵面控制轴对称导...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭中良，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：