一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法技术

一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，结合飞行器体坐标系下的三自由度飞行动力学方程，根据双自由度支撑机构的运动方程，选取合适的运动量进行模拟，构建飞行动力学方程与机构运动方程的对应关系。根据对应关系，对支撑机构的运动量进行反解，根据反解对机构自由度的运动轨迹进行规划。该支撑机构可实现在纵向平面内模拟飞行器的飞行响应，在飞行模拟过程中实现对飞行器非定常气动力的测量，并可作为飞行控制律的验证平台。飞行控制律的验证平台。飞行控制律的验证平台。

【技术实现步骤摘要】
一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法


[0001]本专利技术涉及一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，属于空气动力研究领域。

技术介绍

[0002]捕获轨迹试验技术是研究飞行器分离特性的风洞特种试验技术，该技术作为一项先进并且有效的研究飞行器分离特性的试验技术，已经广泛的用于研究各种飞行器的分离特性，为飞行器的安全高效分离和飞控系统的设计提供试验依据。
[0003]进行风洞试验时，在风洞试验段内安装按比例缩小的飞行器模型或部件，根据相似原理的需要驱动风洞系统在试验段中产生模拟飞行的气流，同时由控制系统进行控制和测量，以研究流场与模型之间的相互作用，了解实际飞行器的空气特性。风洞试验具有成本相对较低、数据相对精确的特点。虽然风洞试验存在诸多影响数据精度的干扰因素，但是经过数据修正，得到的数据可以为飞行器的研制和控制提供可靠的依据。
[0004]飞航式导弹一般用在“岸对舰”、“舰对舰”、“空对地”等类型的导弹上。其运动的控制常常采用方案飞行的方法，且一般是控制导弹在一个固定不变的铅垂平面内飞行。平飞段为飞航式导弹的主要飞行段。此本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，其特征在于包括：构建纵向平面内的飞行器三自由度动力学方程；构建双自由度支撑机构的运动方程；选取运动量表征飞行器三自由度动力学方程与双自由度支撑机构运动方程的对应关系；根据所得对应关系对双自由度支撑机构各方向自由度的运动量进行反解；根据反解结果，对双自由度支撑机构各方向自由度进行计算规划，完成对飞行器响应的模拟。2.根据权利要求1所述的一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，其特征在于：所述飞行器三自由度动力学方程建立于飞行器体坐标系下，具体为：所述飞行器三自由度动力学方程建立于飞行器体坐标系下，具体为：所述飞行器三自由度动力学方程建立于飞行器体坐标系下，具体为：所述飞行器三自由度动力学方程建立于飞行器体坐标系下，具体为：所述飞行器三自由度动力学方程建立于飞行器体坐标系下，具体为：F
a
＝[F
ax
,F
ay
,0]F
d
＝[F
dx
,F
dy
,0]M
a
＝[0,0,M
az
]M
d
＝[0,0,M
dz
]f＝[f
x
,f
y
,0]ω＝[0,0,ω
z
]r
t
＝[x
t
,y
t
,0]式中，r
t
代表飞行器在体坐标系下的位矢，代表飞行器在体坐标系下的相对速度，ω
z
代表飞行器体系相对于惯性系的俯仰角与俯仰角速度，m为飞行器质量，I
z
为飞行器俯仰轴的转动惯量，F
a
代表飞行器所受气动力，可由测力天平测得，F
d
代表飞行器所受的其他外力，f代表动坐标系下的牵连加速度与科氏加速度，M
a
代表飞行器所受气动力矩，可由测力天平测得，M
d
代表飞行器所受的其他外力矩。3.根据权利要求2所述的一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，其特征在于：对飞行器三自由度动力学方程进行坐标转换，获取飞行力学体坐标系的状态量于惯性系下的状态量，具体为：系下的状态量，具体为：r
i
＝[x
i
,y
i
,0],0],0]式中，惯性系到体坐标系的转换矩阵为Α，r
i
代表飞行器在惯性系下的位矢，代表飞
行器在惯性系下的速度，θ为弹道地速倾角，α为飞行器攻角。为了实现非定常气动力的测量，风洞试验需要模拟攻角α、俯仰角速度ω
z
两个运动量。为了实现飞行响应模拟，通过风洞试验模拟法向位移y
i
、俯仰角两个运动量。4.根据权利要求3所述的一种双自由度支撑机构天地相关性模拟方法，其特征在于：所述双自由度支撑机构包括沉浮台、俯仰台、水平滑块，沉浮台、俯仰台间通过转轴、连杆与水平滑块连接，所述水平滑块...

【专利技术属性】
技术研发人员：张政，刘子强，季辰，王昕江，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：