可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法技术

本发明专利技术提供了一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩模型和偏航力矩模型。本发明专利技术解决了可变外形飞行器在气动力建模时需要大量样本数据的问题，可在较大程度上节省风洞试验状态及CFD计算的工作量；考虑了通道间的耦合效应，使得模型在复杂气流及舵偏角组合情况下具有较高的精度。合情况下具有较高的精度。合情况下具有较高的精度。

【技术实现步骤摘要】
可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法


[0001]本专利技术涉及气动力数学模型
，具体地，涉及一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法。

技术介绍

[0002]临近空间是指地球大气层中距离海平面20Km～80Km的一段广泛飞行空域，在临近空间飞行的高速飞行器不仅能够充分利用空气动力，而且还具有更好的隐蔽性，更强的突防能力等优势。然而随着技术的发展，攻防对抗水平的提升，传统固定外形的飞行器在航程、机动能力和突防能力方面都存在明显不足。变外形的飞行器在飞行过程中可通过主动改变外形状态调节升阻比和机动能力，使得滑翔段能够按最大升阻比飞行，提高射程，而在末端大机动过程中通过主动调节机动能力实现随机大机动，使得飞行弹道更加不易被敌方预测，从而实现机动突防。
[0003]专利文献CN113505434A(申请号：CN202110715798.8)公开了一种基于气动力数学模型的轴对称飞行器制造方法，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。
[0004]传统的导弹外形为外形不变的方案，通过偏转舵面来获得操纵力和力矩，对于轴对称外形或面对称外形，构建六分量气动力数学模型需要有限滚转角或侧滑角下的基本数据，再叠加上舵偏组合状态下的舵效数据，其数据的样本集不需要太大，气动模型的构建也相对简单。目前国内导弹六分量气动力数学模型线性模型和非线性模型两种，但这些模型均针对于外形固定的导弹，且没有考虑通道之间的耦合效应。插值的变量包括：Ma,α,β/Φ,δ
A
,δ
B
,δ
RA
,δ
RB
、H，是一个8维插值的问题。而变外形的导弹，在数据维度上要增加外形可变δFin这一个维度，是一个9维插值问题，其数据样本点和模型构造的复杂程度比不变外形的数学模型要高一个量级。
[0005]气动样本数据通过风洞试验或CFD计算获得，风洞试验需要巨大的试验成本和很长的试验周期，而CFD计算则需要消耗巨大的计算资源和计算时间。在数据维度高出一维的情况下，试验量和计算量都要高出一个量级，如果仍然按照传统方法构造气动力模型则需要付出较高的代价，试验成本和计算资源都是型号设计所无法承受的。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法。
[0007]根据本专利技术提供的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩
模型和偏航力矩模型。
[0008]优选的，将纵向气动力分量数据表述为无舵偏基准数据与纯俯仰、偏航、滚动通道增量数据之和；
[0009]将侧向气动力分量数据表述为无舵偏基准数据与纯俯仰、偏航通道增量数据之和再叠加上组合舵偏的高阶副翼项增量数据之和；
[0010]将轴向力数据表述为压差轴向力、摩擦轴向力和底部轴向力3部分之和，其中压差轴向力数据的计算方式同纵向气动力数据。
[0011]优选的，气动外形不变形时数据样本点包括无舵偏、纯俯仰通道、纯偏航通道、滚动通道，及组合通道的完整样本点；
[0012]外形在展开不同状态时，仅有无舵偏和纯俯仰通道的样本点。
[0013]优选的，对于一个给定的变外形状态，无舵偏时的基准数据在外形不变和变形的状态之间进行插值，纯俯仰通道的增量数据也是在外形不变和变形的状态之间的舵效进行插值，其他通道的增量数据只在不变形的状态之间进行插值。
[0014]优选的，所述法向力模型表达式为：
[0015]C
N
＝C
N_0
+C
N_δA
+C
N_δB
+C
N_δRA
+C
N_δRB
[0016]其中，C
N
为弹体法向力系数；C
N_0
为无舵偏弹体法向力系数；C
N_δA
为DA通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δB
为DB通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δRA
为DRA通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δRB
为DRB通道舵偏产生的法向力增量；
[0017]法向力系数的计算采用线性内插，涉及Ma,α,β,δ
A
,δ
B
,δ
RA
,δ
RB
,δFin参变量的8维插值问题，其计算方法如下：
[0018]β≥0
°
时进行样本数据插值；
[0019]C
N_0
＝C
N
(Ma,α,β,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)
[0020][0021][0022][0023][0024]β﹤0
°
时进行样本数据镜像插值；
[0025]C
N_0
＝C
N
(Ma,α,|β|,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)
[0026][0027][0028][0029][0030]其中：
[0031][0032][0033][0034][0035]当翼面完全折叠，即δFin＝0
°
时，舵效样本数据中有的数据；当翼面展开，即δFin！＝0
°
时，舵效样本数据仅有其他舵效采用δFin＝0
°
的数据；
[0036]舵效数据的插值方法如下：
[0037]设通道舵偏为5个：P
0,
‑2,P
0,
‑1,P0,P
0,1
,P
0,2
，若舵偏处于(P
0,
‑1,P0)或(P0,P
0,1
)之间，则舵效取P
0,
‑1或P
0,1
的舵效；若舵偏处于(P
0,
‑2,P
0,
‑1)或(P
0,1
,P
0,2
)之间，则舵效取两节点的线性插值。
[0038]优选的，所述俯仰力矩模型表达式为：
[0039]C
M
＝C
M_0
+C
M_δA
+C
M_δB
+C
M_δRA
+C
M_δRB
[0040]其中，C<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，包括：采用三通道控制的面对称可变外形飞行器，所述三通道为俯仰、偏航和滚动通道；将气动力数据表述为无舵偏基准数据与舵偏增量数据的叠加，气流角采用攻角和侧滑角体系；在气动力坐标系下定义气动力，建立法向力模型、轴向力模型、侧向力模型、俯仰力矩模型、滚转力矩模型和偏航力矩模型。2.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，将纵向气动力分量数据表述为无舵偏基准数据与纯俯仰、偏航、滚动通道增量数据之和；将侧向气动力分量数据表述为无舵偏基准数据与纯俯仰、偏航通道增量数据之和再叠加上组合舵偏的高阶副翼项增量数据之和；将轴向力数据表述为压差轴向力、摩擦轴向力和底部轴向力3部分之和，其中压差轴向力数据的计算方式同纵向气动力数据。3.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，气动外形不变形时数据样本点包括无舵偏、纯俯仰通道、纯偏航通道、滚动通道，及组合通道的完整样本点；外形在展开不同状态时，仅有无舵偏和纯俯仰通道的样本点。4.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，对于一个给定的变外形状态，无舵偏时的基准数据在外形不变和变形的状态之间进行插值，纯俯仰通道的增量数据也是在外形不变和变形的状态之间的舵效进行插值，其他通道的增量数据只在不变形的状态之间进行插值。5.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，所述法向力模型表达式为：C
N
＝C
N_0
+C
N_δA
+C
N_δB
+C
N_δRA
+C
N_δRB
其中，C
N
为弹体法向力系数；C
N_0
为无舵偏弹体法向力系数；C
N_δA
为DA通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δB
为DB通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δRA
为DRA通道舵偏产生的法向力增量；C
N_δRB
为DRB通道舵偏产生的法向力增量；法向力系数的计算采用线性内插，涉及Ma,α,β,δ
A
,δ
B
,δ
RA
,δ
RB
,δFin参变量的8维插值问题，其计算方法如下：β≥0
°
时进行样本数据插值；C
N_0
＝C
N
(Ma,α,β,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)β﹤0
°
时进行样本数据镜像插值；C
N_0
＝C
N
(Ma,α,|β|,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)
其中：其中：其中：其中：当翼面完全折叠，即δFin＝0
°
时，舵效样本数据中有的数据；当翼面展开，即δFin！＝0
°
时，舵效样本数据仅有其他舵效采用δFin＝0
°
的数据；舵效数据的插值方法如下：设通道舵偏为5个：P
0,
‑2,P
0,
‑1,P0,P
0,1
,P
0,2
，若舵偏处于(P
0,
‑1,P0)或(P0,P
0,1
)之间，则舵效取P
0,
‑1或P
0,1
的舵效；若舵偏处于(P
0,
‑2,P
0,
‑1)或(P
0,1
,P
0,2
)之间，则舵效取两节点的线性插值。6.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，所述俯仰力矩模型表达式为：C
M
＝C
M_0
+C
M_δA
+C
M_δB
+C
M_δRA
+C
M_δRB
其中，C
M
为弹体俯仰力矩系数；C
M_0
为无舵偏弹体俯仰力矩系数；C
M_δA
为DA通道舵偏产生的俯仰力矩增量；C
M_δB
为DB通道舵偏产生的俯仰力矩增量；C
M_δRA
为DRA通道舵偏产生的俯仰力矩增量；C
M_δRB
为DRB通道舵偏产生的俯仰力矩增量；俯仰力矩系数的计算采用线性内插，涉及Ma,α,β,δ
A
,δ
B
,δ
RA
,δ
RB
,δFin参变量的8维插值问题，其计算方法如下：β≥0
°
时进行样本数据插值；C
M_0
＝C
M
(Ma,α,β,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)
β﹤0
°
时进行样本数据镜像插值；C
M_0
＝C
M
(Ma,α,|β|,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)＝0,δFin)其中：其中：其中：其中：当翼面完全折叠，即δFin＝0
°
时，舵效样本数据中有的数据；当翼面展开，即δFin！＝0
°
时，舵效样本数据仅有其他舵效采用δFin＝0
°
的数据；舵效数据的插值方法如下：假设通道舵偏为5个：P
0,
‑2,P
0,
‑1,P0,P
0,1
,P
0,2
，若舵偏处于(P
0,
‑1,P0)或(P0,P
0,1
)之间，则舵效取P
0,
‑1或P
0,1
的舵效；若舵偏处于(P
0,
‑2,P
0,
‑1)或(P
0,1
,P
0,2
)之间，则舵效取两节点的平均值。7.根据权利要求1所述的可变外形飞行器高精度气动力数学模型构建方法，其特征在于，所述侧向力模型表达式为：C
Z
＝C
Z_0
+C
Z_δA
+C
Z_δB
+C
Z_δRARA
+C
Z_δRBRB
其中，C
Z
为弹体侧向力系数；C
Z_0
为无舵偏弹体侧向力系数；C
Z_δA
为DA通道舵偏产生的侧向力增量；C
Z_δB
为DB通道舵偏产生的侧向力增量；C
Z_δRARA
为DRA通道舵偏产生的侧向力增量；C
Z_δRBRB
为DRB通道舵偏产生的侧向力增量；侧向力系数的计算采用线性内插，涉及Ma,α,β,δ
A
,δ
B
,δ
RA
,δ
RB
,δFin参变量的8维插值问题，其计算方法如下：β≥0
°
时进行样本数据插值；C
Z_0
＝C
Z
(Ma,α,β,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)＝0,δFin)
β﹤0
°
时进行样本数据镜像插值；C
Z_0
＝C
Z
(Ma,α,|β|,δ
A
＝δ
B
＝δ
RA
＝δ
RB
＝0,δFin)*Sign(β)＝0,δFin)*Sign(β)＝0,δFin)*Sign(β)＝0,δFin)*Sign(β)其中：其中：其中：其中：当翼面完全折叠，即δFin＝0
°
时，舵效样本数据中有的数据；当翼面展开，即δFin！＝0
°
时，舵效样本数据仅有其他舵效采用δFin＝0
°
的数据；舵效数据的插值方法如下：假设通道舵偏为5个：P
0,
‑2,P
0,
‑1,P0,P
0,1
,P
0,2
，若舵偏处于(P
0,
‑1,P0)或(P0,P
0,1
)之间，则舵效取P
0,
‑1或P
0,1
的舵效；若舵偏处于(P
0,
‑2,P
0,
‑1)或(P
0,1
,P

【专利技术属性】
技术研发人员：刘小波，蔡克荣，李勇，李欣，马印锴，杨建东，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：