基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法与流程

本发明涉及飞行器导航制导技术领域，尤其涉及一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法。

背景技术：

高速再入飞行器在再入大气层时，获得准确的攻角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和攻角/侧滑角传感系统在高速状态下会引发一系列结构和防热问题，且无法适用于大攻角飞行状态。针对上述问题，发展出了FADS系统，而FADS没有非探出的设备，通过测压孔获得飞行器表面的压力。因此，需要解决FADS测量压力与攻角、侧滑角、空速和动压等飞行参数的解算问题。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法，解决FADS测量压力与攻角、侧滑角、空速、动压等飞行参数的解算问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法，该方法具体包括如下步骤：

根据导航计算获得导航参数，所述导航参数包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ；

根据所述导航参数计算获得气动力系数C_x、C_y、C_z和气动力矩系数C_mx、C_my、C_mz；

根据所述导航参数和所述气动力系数计算预示飞行器的视加速度 a，其中飞行器的视加速度a在本体坐标系的投影表示为：

其中，f_Cx、f_Cy、f_Cz分别为气动力系数C_x、C_y、C_z根据所述导航参数α、β、Ma、δ获得的插值或拟合函数，q为飞行器动压，S为飞行器参考面积，m为飞行器质量；

根据所述导航参数和所述气动力矩系数计算预示飞行器的角加速度其中飞行器的角加速度在本体坐标系的投影表示为：

其中，L为飞行器参考长度，ω_x、ω_y、ω_z分别为飞行器转动角速度在本体坐标系的投影，c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉分别为9个转动惯量系数；

设定飞行器FADS系统中有n个测压孔，根据所述导航参数计算各个测压孔压力系数：

C_pi＝f_pi(α,β,Ma)+K_α·α+K_Ma·Mα+K₀

其中，C_pi为飞行器第i个测压孔的压力系数，f_pi(α,β,Ma)为C_pi随攻角α、侧滑角β和马赫数Mα的变化函数，K_α·α+K_Ma·Mα+K₀表示对C_pi的修正，K_α、K_Ma、K₀为风洞或飞行试验修正常数；

根据测压孔压力系数计算各个测压孔预示压力：

P_i＝P_s+qC_pi，i＝1,2,...n

其中，P_i为飞行器第i个测压孔的预示压力，P_s为飞行器静压。

(三)有益效果

本发明的上述技术方案具有如下优点：

本发明提供的基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法，基于飞行器动力学模型，通过数据插值或拟合方式计算气动力和气动力矩系数，实现了对视加速度和角加速度的预示，同时根据飞行导航参数，实时预示飞行器各个测压孔的压力，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。

附图说明

图1是本发明实施例基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法的流程图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为方便后续描述，定义本体坐标系O_b-X_bY_bZ_b的坐标原点O_b位于飞行器质心，O_bX_b与飞行器纵轴重合，指向头部，O_bY_b在飞行器纵向对称平面内，垂直于O_bX_b，向上为正，O_bZ_b按右手定则确定。

如图1所示，本发明实施例提供的基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法，该方法具体包括如下步骤：

1、根据导航计算获得导航参数，所述导航参数包括攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ。

2、根据所述导航参数计算获得气动力系数C_x、C_y、C_z和气动力矩系数C_mx、C_my、C_mz，其中气动力系数C_x、C_y、C_z可以根据飞行时导航获得的攻角α、侧滑角β、马赫数Ma、舵偏δ等信息插值气动力系数 表或者拟合得到。

3、计算预示飞行器的视加速度

对于无动力再入大气的飞行器，在再入过程中，除地球引力外，只受到气动力R的作用。气动力R在本体坐标系下的分量为：

则飞行器的视加速度a在本体坐标系的投影可表示为：

其中，f_Cx、f_Cy、f_Cz分别为气动力系数C_x、C_y、C_z根据所述导航参数α、β、Ma、δ获得的插值或拟合函数；为飞行器动压，ρ为大气密度，V为飞行器导航获得的瞬时速度；S为飞行器参考面积,m为飞行器质量。

4、计算预示飞行器的角加速度

根据刚体动力学方程可知，飞行器的绕心运动方程可表示为：

其中，飞行器动量矩H＝I·ω，I为飞行器的惯性张量，ω为飞行器转动角速度，表示动量矩对时间t求导，表示惯性张量随时间t的变化率，表示角速度随时间t的变化率，也即角加速度，M为飞行器转动力矩。

由于再入飞行器只受气动力矩作用，将飞行器所受转动力矩M投 影至本体坐标系，可表示为：

其中，M_x、M_y、M_z分别为转动力矩M在本体坐标系的投影，f_Cmx、f_Cmy、f_Cmz分别为气动力矩系数C_mx、C_my、C_mz根据所述导航参数α、β、Ma、δ获得的插值或拟合函数，L为飞行器参考长度。

忽略惯性张量的变化率由于飞行器相对于本体坐标系的O-xy平面具有面对称特性，仅考虑I_xy项惯性积，结合绕心运动方程，角加速度在本体坐标系的投影可表示为：

其中，ω_x、ω_y、ω_z分别为飞行器转动角速度在本体坐标系的投影，c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉分别为9个转动惯量系数，各转动惯量系数c₁至c₉可表示为：

其中，I_x、I_y、I_z分别表示飞行器对本体坐标系x、y、z轴的转动惯量，I_xy为飞行器的惯性积。

5、根据所述导航参数计算各测压孔压力系数

对FADS系统而言，在飞行器表面设置多个测压孔，通过压力测量 装置实时测量各测压孔的压力。设定飞行器FADS系统中有n个测压孔，飞行器第i个测压孔的压力系数C_pi为：

C_pi＝f_pi(α,β,Ma)+K_α·α+K_Ma·Mα+K₀

其中，f_pi(α,β,Ma)为C_pi随攻角α、侧滑角β和马赫数Mα的变化函数，K_α·α+K_Ma·Mα+K₀表示对C_pi的修正，K_α、K_Ma、K₀为风洞或飞行试验修正常数。

6、根据所述的测压孔压力系数计算各测压孔预示压力

飞行器第i个测压孔的预示压力P_i为：

P_i＝P_s+qC_pi，i＝1,2,...n

其中，P_s为飞行器静压，可通过标准大气数据表按飞行高度插值获得。

综上所述，本发明实施例所述的基于动力学方程的飞行器惯性参数和测压孔压力预示方法，基于飞行器动力学模型，通过数据插值或拟合方式计算气动力和气动力矩系数，实现了对视加速度和角加速度的预示，同时根据飞行导航参数，实时预示飞行器各个测压孔的压力，为飞行器惯性测量装置和FADS压力测量值提供了预示参考，有助于FADS大气参数解算。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。