连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统技术方案

本发明专利技术提供了一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统，包括：步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。本发明专利技术解决了轴对称布局喷嘴喷流导弹气动力模拟和不同象限复杂的舵面效率数据映射问题，与其他插值方法相比，本发明专利技术效率高、成本低、精度高。精度高。精度高。

【技术实现步骤摘要】
连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统


[0001]本专利技术涉及模型建立
，具体地，涉及一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统。

技术介绍

[0002]现在业内气动数学模型中广泛使用的是线性模型，即认为插值点与样本点之间满足纯线性关系。其弊端有两点：1、实践表明直接力气动干扰具有强非线性，默认线性规律建模会带来较大插值误差；2、使用线性模型建模虽然好理解，但其精度强烈依赖样本点的密度，样本点越密，插值精度越高，增加样本点密度会显著增加获取样本点付出的成本。
[0003]专利文献CN104881510A(申请号：CN201510078995.8)公开了一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法，根据直升机相关参数建立了一种准确的旋翼/尾桨气动干扰的数值仿真模型，通过该数值仿真模型在各种状态下对旋翼/尾桨干扰流场进行CFD计算，并对比分析计算结果。本专利技术的数值仿真方法建立的旋翼/尾桨气动干扰的数值仿真模型在结果上更接近于实际的干扰结果。将不同的旋翼/尾桨参数输入到计算输入文件中，并进行计算，得出的干扰流场结果，就可以模拟直升机旋翼/尾桨在不同飞行状态的干扰情况，并避免了传统涡系方法中对旋翼/尾桨气动干扰进行计算而带来的误差，可直接服务于直升机设计、飞行性能计算以及飞行品质分析。然而该专利并不能解决目前存在的技术问题，也无法满足本专利技术的需求。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法和系统。
[0005]根据本专利技术提供的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，包括：
[0006]步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；
[0007]步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；
[0008]步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。
[0009]优选的，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型为：
[0010][0011][0012]式中，
△
C
N
为全弹法向力干扰系数；
△
C
A
为全弹轴向力干扰系数；
△
m
Z
为全弹俯仰力矩干扰系数；[a
ij
]、[b
ij
]为系数矩阵；X
CM
为导弹质心；X
R
为力矩参考点，距离头部理论尖点；L
r
为参考长度；
△
C
Z
为全弹侧向力干扰系数；
△
m
X
为全弹滚转力矩干扰系数；
△
m
Y
为全弹偏航力矩干扰系数；x
j
表示第j个行向量；y
j
表示第j个列向量。
[0013]优选的，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建过程为：
[0014]定义一个51维行向量x＝[x1,x2,
…
,x
51
]T
、一个41维列向量y＝[y1,y2,
…
y
41
]T
，其中x1＝1，x2＝cos4Φ，x3＝cos8Φ，x4＝Z
B
cosΦ+Z
A
sinΦ，sinΦ，x7＝Z
A
Z
B
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，x
23
＝δ
R
(Z
A
cosΦ
‑
Z
B
sinΦ)，sinΦ)，
[0015]y1＝sin4Φ，y2＝Z
A
cosΦ
‑
Z
B
sinΦ，sinΦ，y6＝δ
R
，y7＝δ
R cos4Φ，cos4Φ，y
10
＝δ
R
(Z
B
cosΦ+Z
A
sinΦ)，sinΦ)，y
16
＝δ
R
Z
A
Z
B
sin2Φ，sin2Φ，
[0016]在旋转体轴系OXYZ中，原点O为头部理论尖点；X轴正向是沿体轴指向来流；Y轴正向是来流速度在弹体横截面投影的方向；Z轴正向按照右手法则确定；Φ为气流滚转角；Z
A
为姿控A通道喷流开度；Z
B
为姿控B通道喷流开度；δ
R
为空气舵滚动通道舵偏角。
[0017]优选的，Z
A
＝Z3‑
Z1，Z
B
＝Z4‑
Z2；
[0018]其中，Z1为姿控喷管1开度；Z2为姿控喷管2开度；Z3为姿控喷管3开度；Z4为姿控喷管4开度；
[0019]且满足：Z1+Z2+Z3+Z4＝2，Z1+Z3＝1，Z2+Z4＝1。
[0020]优选的，
[0021]其中，δ1为空气舵1舵偏角；δ2为空气舵2舵偏角；δ3为空气舵3舵偏角；δ4为空气舵4舵偏角；舵偏角正方向定义为：右手大拇指沿舵面铰链轴从根弦指向尖弦，舵偏偏转方向与四指握的方向一致为正舵偏，否则为负舵偏。
[0022]根据本专利技术提供的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建系统，包括：
[0023]模块M1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；
[0024]模块M2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；
[0025]模块M3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。
[0026]优选的，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型为：
[0027][0028][0029]式中，
△
C
N
为全弹法向力干扰系数；
△
C
A
为全弹轴向力干扰系数；
△
m
Z
为全弹俯仰力矩干扰系数；[a
ij
]、[b
ij
]为系数矩阵；X
CM
为导弹质心；X
R
为力矩参考点，距离头部理论尖点；L
r
为参考长度；
△
C
Z
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，其特征在于，包括：步骤1：基于三角函数级数展开的数学原理及导弹外形的对称性，推导得到连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型；步骤2：利用风洞试验或数值计算获取连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入；步骤3：利用获取的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的输入，以及气动力对称性和周期性推导出的行列向量，求解连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型的各项系数，完成模型构建。2.根据权利要求1所述的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，其特征在于，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型为：法，其特征在于，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型为：式中，
△
C
N
为全弹法向力干扰系数；
△
C
A
为全弹轴向力干扰系数；
△
m
Z
为全弹俯仰力矩干扰系数；[a
ij
]、[b
ij
]为系数矩阵；X
CM
为导弹质心；X
R
为力矩参考点，距离头部理论尖点；L
r
为参考长度；
△
C
Z
为全弹侧向力干扰系数；
△
m
X
为全弹滚转力矩干扰系数；
△
m
Y
为全弹偏航力矩干扰系数；x
j
表示第j个行向量；y
j
表示第j个列向量。3.根据权利要求2所述的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，其特征在于，连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建过程为：定义一个51维行向量x＝[x1,x2,
…
,x
51
]
T
、一个41维列向量y＝[y1,y2,
…
y
41
]
T
，其中x1＝1，x2＝cos4Φ，x3＝cos8Φ，x4＝Z
B
cosΦ+Z
A
sinΦ，sinΦ，x7＝Z
A
Z
B
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，x
23
＝δ
R
(Z
A
cosΦ
‑
Z
B
sinΦ)，sinΦ)，sinΦ)，
y1＝sin4Φ，y2＝Z
A
cosΦ
‑
Z
B
sinΦ，sinΦ，y6＝δ
R
，y7＝δ
R
cos4Φ，cos4Φ，y
10
＝δ
R
(Z
B
cosΦ+Z
A
sinΦ)，sinΦ)，y
16
＝δ
R
Z
A
Z
B
sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，sin2Φ，
在旋转体轴系OXYZ中，原点O为头部理论尖点；X轴正向是沿体轴指向来流；Y轴正向是来流速度在弹体横截面投影的方向；Z轴正向按照右手法则确定；Φ为气流滚转角；Z
A
为姿控A通道喷流开度；Z
B
为姿控B通道喷流开度；δ
R
为空气舵滚动通道舵偏角。4.根据权利要求3所述的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，其特征在于，Z
A
＝Z3‑
Z1，Z
B
＝Z4‑
Z2；其中，Z1为姿控喷管1开度；Z2为姿控喷管2开度；Z3为姿控喷管3开度；Z4为姿控喷管4开度；且满足：Z1+Z2+Z3+Z4＝2，Z1+Z3＝1，Z2+Z4＝1。5.根据权利要求3所述的连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建方法，其特征在于，其中，δ1为空气舵1舵偏角；δ2为空气舵2舵偏角；δ3为空气舵3舵偏角；δ4为空气舵4舵偏角；舵偏角正方向定义为：右手大拇指沿舵面铰链轴从根弦指向尖弦，舵偏偏转方向与四指握的方向一致为正舵偏，否则为负舵偏。6.一种连续可调姿控式轴对称防空导弹喷流气动干扰模型构建系统，其特征在于，包括：模...

【专利技术属性】
技术研发人员：傅建明，李小林，吴王浩，宋波涛，王楷，仇理宽，施振兴，雷明兵，徐振东，杨帆，梁伟，段旭，李欣，马印锴，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：