一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法技术

本发明专利技术公开了一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，涉及仿真及雷达探测技术领域，包括以下步骤：根据待仿真飞机的各项参数数据，建立飞机的六自由度动力学模型和控制律，并对飞机的飞行航路进行仿真，获得飞行航路仿真数据；根据飞机的飞行航路仿真数据，建立基于飞机本体系视线角范围的雷达相对于飞机的方位角与高度角的计算模型；计算飞机在不同飞行姿态下的RCS，并建立动态RCS库；根据飞机的航路点的纬经高和雷达的纬经高，利用动态RCS库对飞机的六自由度航迹进行仿真，并计算飞机的动态RCS仿真值。本发明专利技术实现了对飞机的整个航路飞行过程的动态RCS进行分析，为飞机隐身性能设计与测试评估提供了一定理论支撑。隐身性能设计与测试评估提供了一定理论支撑。隐身性能设计与测试评估提供了一定理论支撑。

【技术实现步骤摘要】
一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法


[0001]本专利技术涉及仿真
与雷达探测领域，具体为一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法。

技术介绍

[0002]飞机的雷达散射截面积RCS是指飞机对雷达波的有效反射面积，飞机的动态RCS是影响战斗机突防概率的重要因素。空间目标的动态RCS仿真可以为目标特性分析与识别等提供数据基础。由于飞行试验成本巨大，不可能通过大量实验开展空间目标雷达特性研究，所以通过仿真计算模拟雷达回波数据，用于训练、检验雷达的探测、跟踪和识别能力已成为一项必不可少的工作。仿真分为两个步骤，一是运动建模仿真，二是电磁散射特性仿真。
[0003]现有的动态RCS建模仿真方法在进行运动建模仿真时，大多基于三自由度动力学模型，而且一般是将航路飞行过程分解为几个典型的航路段(如侧站平飞、背站拉起等)分别进行建模，而一方面三自由度动力学模型中无法得出准确的飞机姿态角，只能根据航迹角对姿态角进行近似估计；另一方面，由于现有动态RCS建模中缺乏对整个航路飞行过程的建模，所以在实际使用过程中，无法对整个航路飞行过程的动本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：根据待仿真飞机的各项参数数据，建立飞机的六自由度动力学模型和控制律，并通过六自由度动力学模型和控制律对飞机的飞行航路进行仿真，获得飞行航路仿真数据；根据飞机的飞行航路仿真数据，建立基于飞机本体系视线角范围的雷达相对于飞机的方位角与高度角的计算模型；利用雷达相对于飞机的方位角与高度角的计算模型计算飞机在不同飞行姿态下的RCS，并建立动态RCS库；根据飞机的航路点的纬经高和雷达的纬经高，利用动态RCS库对飞机的六自由度航迹进行仿真，并计算飞机的动态RCS仿真值。2.根据权利要求1的一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于：所述待仿真飞机的各项参数数据，包括：飞机的外形结构、飞机的材料类型；所述建立飞机的六自由度动力学模型，包括以下步骤：根据所述飞机的外形结构、飞机的材料类型建立模型，并根据该模型计算飞机的惯性参数，以及飞机的在不同飞行状态下的气动参数；依据所述飞机的惯性参数以及飞机的在不同飞行状态下的气动参数建立飞机的六自由度动力学模型。3.根据权利要求2的一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于：利用多回路设计法设计所述飞机的控制律，包括以下步骤：确定飞机的位置环，并设计飞机的位置环的控制律；确定飞机的航迹环，采用PID控制法设计飞机的航迹环的控制律；确定飞机的姿态环，采用动态逆的方法设计飞机的姿态环的控制律；确定飞机的角速度环，采用增量动态逆的方法设计飞机的角速度环的控制律。4.根据权利要求3的一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于：所述根据飞机的飞行航路仿真数据建立基于飞机本体系视线角范围的雷达相对于飞机的方位角与高度角的计算模型，包括：利用飞机的六自由度动力学模型获取飞机在飞行过程中的姿态角与位置信息；根据飞机在飞行过程中的姿态角与位置信息计算飞机在飞行过程中雷达相对于飞机的方位角与高度角，并建立雷达相对于飞机的方位角与高度角的计算模型。5.根据权利要求3的一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于：所述飞机的位置环，为：其中L为飞机经度；B为飞机纬度；H为飞机高度；V为飞机速度；θ为飞机俯仰角；χ为飞机方位角；所述设计飞机的位置环的控制律，包括：将雷达的经纬度(L0，B0，H0)转换为地心直角坐标系下的坐标(X0，Y0，Z0)，则：
其中L0为雷达的经度；B0为雷达的纬度；H0为雷达的高度；根据公式：可将飞机的当前点的经纬度(L，B，H)转换为在地心直角坐标系下的坐标(x，y，z)，并将飞机的目标点的经纬度(L
t
，B
t
，H
t
)转换为在地心直角坐标系下的坐标(x
t
，y
t
，z
t
)；其中L
t
为飞机的目标点的经度；B
t
为飞机的目标点的纬度；H
t
为飞机的目标点的高度；令：则飞机的位置环的控制律如下：其中χ、γ分别为飞机的方位角、航迹角；χ
γ
为飞机方位角的参考信号。6.根据权利要求5的一种面向航路飞行过程的飞机动态RCS仿真方法，其特征在于：所述飞机的航迹环，为：其中ω
H/I
为航迹系相对于惯性系的角速度，为：
将(7)代入(6)中，可得：其中，m为飞机的质量；分别为飞机的合外力在航迹系上的各个坐标轴上的分量，且：其中C
H/B
为本体系下坐标转换为航迹系下的变换矩阵，有：其中β为飞机的侧滑角；使用s代表sin，c代表cos；分别为飞机的合外力在本体系上的各个坐标轴上的分量，飞机的的合外力包括气动力和重力，有：其中f
Ax
、f
Ay
、f
Az
分别为气动力在本体系上的各个坐标轴上的分量，其表达式分别为：
其中S
ref
为机翼参考面积；为动压；C
X0
、C
Xα
、C
Xq
、C
Yβ
、C
Yγ
、C
Yp
、C
Z0
、C
Zα
、C
Zq
均为飞机气动导数；其中C
B/I
为惯性系到本体系的坐标变换矩阵，有：其中C
H/I
为惯性系到航迹坐标系的变换矩阵；所述采用PID控制法设计飞机的位置环的航迹律，包括：采用PID控制控制飞机的发动机推力T，有：T＝K
vp
(V
r
‑
V)+K
vI
I
ev
其中V
r
为参考速度；k
vp
、K
vI
为控制器增益；为参考速度与飞机速度之差；将飞机的转向的方式设定为通过飞机的滚转实现，并采用PID控制来控制飞机的转向，则飞机倾斜角μ的参考信号μ
des
如下：如下：其中μ为飞机的倾斜角；μ
des
为飞机倾斜角μ的参考信号；χ
r
为方位环给出的飞机方位角χ的参考角度；
K
μp
、K
μI
为控制器增益；为飞机方位角χ的参考角度与飞机方位角χ之差；其中为针对飞机的倾斜角μ设置的速率与幅值饱和函数：其中，其中，其中μ分别对应飞机倾斜角μ的最大和最小容许范围；μ
max
、μ
min
分别为容许的飞机倾斜角μ的最大和最小值；μ0为控制器上一控制周期的μ；d
ct
为控制器周期；为μ的最大速率限制；采用增量动态逆的方法对α
des
进行设计：进行设计：进行设计：其中α为飞机的迎角；α
des
为飞机的迎角α的参考信号；γ
γ
为航迹环得到的飞机的航迹角γ的参考角度；K
αp
、K
αI
、K
αp
、K
αI
分别为控制器增益；为飞机的航迹角γ的参考角度与飞机的航迹角γ之差；α0为上一控制周期的飞机迎角；Δα为计算所得的控制增量；γ0为上一控制周期的飞机航迹角；其中，α0(t)＝α(t
‑
d
ct
)γ0(t)＝γ(t
‑
d
ct
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(20)其中d
ct
为控制周期；t为当前时间步；其中为针对飞机的迎角α设置的速率与幅值饱和函数：
其中α分别为迎角α的最大和最小容许范围，...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐文丰，裴彬彬，李颖晖，徐浩军，李益文，禹志龙，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：