基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法技术

本发明专利技术涉及一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括：一、实时采集参数；二、获得俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量；获得滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量、偏航力矩系数增量、滚动力矩系数增量；三、获得俯仰常值项偏差；俯仰舵效项偏差；滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差；偏航常值项偏差；偏航稳定项偏差；滚动舵偏诱发的偏航力矩系数偏差；滚动常值项偏差；滚动稳定项偏差；滚动舵效项偏差；四、建立俯仰力矩系数偏差；偏航力矩系数偏差；滚动力矩系数偏差；五、划分三级气动误差模型。本发明专利技术可平衡总体设计中各分系统的设计难度，加快总体方案闭合，充分预示飞行试验风险点，为飞行试验后气动误差量值缩小提供参考。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种，特别是涉及一种实现控制特性恶劣模式拉偏组合，加强地面预示及控制能力的。
技术介绍
气动误差模型是控制系统分析、设计和仿真中误差状态选取的最重要组成部分，气动误差模型的构架、量值及使用方式决定了控制系统设计结果的可靠性，因此需要基于控制需求进行气动误差模型设计及使用的研究。对于高超声速类滑翔飞行器，主要依靠气动力控制实现滑翔飞行，需要对气动误差模型进行精细刻画。传统的气动误差模型形式为“常值项+比例项”的形式，以法向力系数偏差为例说明，一般为I ACnI ( (0.05+15%.|Cj)形式所示。此种形式存在一定的问题，即无法满足控制系统设计对稳定性、舵效、交叉导数等气动增量项的拉偏需求，无法实现控制系统关键参数误差极限状态的考核。为充分激发高超声速滑翔飞行器操纵性与稳定性更为恶劣的模式，以加强地面预示及状态控制的能力。根据飞行器本体特性创新性提出一种分量式气动误差模型，此种模型形式将偏差量划分为“常值项+稳定项+舵效项+控制耦合项”的分量形式进行表述，可实现各分量不同极性的拉偏，形成恶劣模式的组合状态。在气动误差模型已建立的基础上，合理有效的使用及考核方本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括以下步骤：第一步、实时采集飞行高度Hi，飞行马赫数Ma，飞行攻角α，飞行侧滑角β，飞行器俯仰舵偏飞行器偏航舵偏δψ，飞行器滚动舵偏δγ；根据误差带包络确定常值系数a、b、k；第二步、获得俯仰舵偏产生的力矩系数获得0°俯仰舵偏下的力矩系数相减得到俯仰舵偏产生的俯仰力矩系数增量获得滚动舵偏产生的力矩系数获得0°滚动舵偏下的力矩系数相减得到滚动舵偏产生的俯仰力矩系数增量滚动舵偏产生的偏航力矩系数增量滚动舵偏产生的滚动力矩系数增量第三步、获得俯仰常值项偏差ΔCmz0＝±(a*α+b)；俯仰舵效项偏差滚动舵偏诱发的俯仰力矩系数偏差偏航常值项...

【技术特征摘要】
1.一种基于控制需求的飞行器气动误差模型分量、分级设计方法，依次包括以下步骤:第一步、实时采集飞行高度Hi，飞行马赫数Ma，飞行攻角a，飞行侧...

【专利技术属性】
技术研发人员：王颖，闵昌万，王毓栋，黄兴李，刘秀明，吴小华，刘全军，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
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