一种升力式飞行器的攻角指令生成方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种升力式飞行器的攻角指令生成方 法。
【背景技术】
[0002] 升力式高超声速再入飞行器是航空航天领域出现的一种新型飞行器，该飞行器在 大气层内通过攻角和倾侧角的调节，可以实现多约束条件下的高速再入机动飞行。再入过 程中的制导方程往往直接给出了需用过载指令，因此需要将该指令转化为攻角程序角指令 输出给姿态跟踪系统以实现对攻角姿态的跟踪。
[0003] 在现有技术中所使用的攻角指令生成方法中，在攻角较小时，主要是利用偏导数 近似关系反向求解出攻角指令；而在攻角较大时，则是依据气动参数模型根据马赫数、高度 和气动系数反查气动参数表，从而给出相应的攻角指令。然而，在第一种方法中，由于该方 法是基于近似条件给出的攻角指令，因此在近似关系不成立时必然会引入较大的误差。而 在第二种方法中，由于需要反向查表计算，因此算法复杂，计算量大，不宜在工程上直接使 用。
[0004] 由此可知，现有技术中的攻角指令生成方法都存在上述的一些缺陷或局限，因此 亟待提出一种更好的升力式飞行器的攻角指令生成方法。
【发明内容】
[0005] 有鉴于此，本发明提供一种升力式飞行器的攻角指令生成方法，从而可以通过计 算方便快捷地直接得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值，大大减少了工作量。
[0006] 本发明的技术方案具体是这样实现的：
[0007] -种升力式飞行器的攻角指令生成方法，该方法包括：
[0008] 根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平；
[0009] 根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；
[0010] 根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工 具对所述映射公式进行分析和拟合，确定所述映射公式的各项待定系数，得到马赫数、气动 参数与攻角的映射关系拟合表达式；
[0011] 根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参 数；
[0012] 根据当前状态下的马赫数、气动参数和所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系 拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。
[0013] 较佳的，通过求解如下所述的方程组来进行气动力矩的三维配平： cl;v (a, Ma. H, S1, SrSi.) = 0
[0014] c!m {a，Mit，H，δ丨，δρ，δr、二、、; c…{aMt H，δ;，δp，δr) = Q
[0015] 其中，cmx( · )、cmy( ·)和cmz( ·)分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩系数；α 为攻角；Ma为马赫数；H为高度。
[0016] 较佳的，所述配平参数为：Sfj)p、δρ ρρ和δ uP，分别为俯仰、偏航和滚动通道的配 平等效舵偏角。
[0017] 较佳的，所述气动参数包括：高度H和法向力系数cn( ·)。
[0018] 较佳的，所述根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的 映射关系包括：
[0019] 将三维配平后配平点的配平参数Sf ρρ、δ PJ)P和δ 代入气动参数模型中，得到 马赫数、气动参数与攻角的映射关系。
[0020] 较佳的，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系为：
[0021 ] f ( a , Ma, H) = cn( a , Ma, Η, δ f ρρ, δ ρ ρρ, δ rjp) "
[0022] 较佳的，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式为：
[0023] α = /?, * Ma H- /?, H f b, * Ma * H t hA · cn 4- i\ - ；
[0024] 其中，VlvlvlvfiP b 5为待定系数，/)ρ/):Λ,/)4Λ分别为各个待定系数的取值。
[0025] 较佳的，所述当前的需用过载指令为：需用法向力系数Cn εχ;
[0026] 所述根据再入制导方程获得当前的需用过载指令包括：
[0027] 将再入制导方程给出的需用法向过载指令ny ex和需用侧向过载指令n z ex转化为 需用总过载ηεχ;
[0028] 将所述需用总过载n 化为需用法向力系数c n cx。
[0029] 较佳的，使用如下所述的公式计算得到需用总过载ηεχ:
[0030] Hcx=Signini. M)·yjn； cx+n2z cx ；
[0031] 其中，sign()为取符号函数。
[0032] 较佳的，使用如下所述的公式计算得到需用法向力系数Cn M · η
[0033] ο- = -; 一 5,.
[0034] 其中，M、&分别为飞行器的质量和参考面积，q为当前状态的动压头。
[0035] 如上可见，在本发明所提供的升力式飞行器的攻角指令生成方法中，由于首先通 过对气动参数模型进行气动力矩的三维配平，然后进行简化和拟合，确定了一个马赫数、气 动参数与攻角的映射关系拟合表达式，并根据制导方程给出的需用过载指令进行转化，再 代入所述映射关系拟合表达式中，通过计算可以直接得到当前的需用过载指令所对应的攻 角指令值，从而有效地避免了由于使用近似公式所带来的误差，也避免了由于使用反向查 表而带来的庞大计算量，从而十分地方便快捷，大大减少了工作量，具有计算量小、使用方 便、计算精度高等优点，便于在工程应用中实现。
【附图说明】
[0036] 图1为本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0037] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对 本发明进一步详细说明。
[0038] 本实施例提供了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。
[0039] 图1为本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法的流程示意图。如图 1所示，本发明实施例中的升力式飞行器的攻角指令生成方法主要包括如下所述的步骤：
[0040] 步骤101，根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平。
[0041] 升力式飞行器在大气层内依靠气动力高速滑翔飞行，在制导设计时可假设飞行器 处于瞬时平衡状态，忽略飞行器绕质心的转动运动的影响，则可对飞行器的气动参数模型 进行三维力矩配平。
[0042] 例如，较佳的，在本发明的具体实施例中，可以通过求解如下所述的方程组来进行 气动力矩的三维配平：
【主权项】
1. 一种升力式飞行器的攻角指令生成方法，其特征在于，该方法包括： 根据飞行器气动参数表，进行气动力矩的三维配平； 根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系； 根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对 所述映射公式进行分析和拟合，确定所述映射公式的各项待定系数，得到马赫数、气动参数 与攻角的映射关系拟合表达式； 根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数； 根据当前状态下的马赫数、气动参数和所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合 表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过求解如下所述的方程组来进行气动 力矩的三维配平：
其中，c"( ? )、cmy( ?)和cmz( ?)分别为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩系数；a为攻 角；Ma为马赫数；H为高度。
3. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于， 所述配平参数为：sfpp、，分别为俯仰、偏航和滚动通道的配平等效舵偏 角。
4. 根据权利要求3所述的方法，其特征在于， 所述气动参数包括：高度H和法向力系数cn( ?)。
5. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据三维配平后配平点的配平参数， 确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系包括： 将三维配平后配平点的配平参数Sfpp、Sppp和S 代入气动参数模型中，得到马赫 数、气动参数与攻角的映射关系。
6. 根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系 为： f(a,Ma,H) =cn (a,Ma,H, 8fpp, 8 pjp, 8rpp) "
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述马赫数、气动参数与攻角的映射关系 拟合表达式为：
其中，bpUb#b5为待定系数，分别为各个待定系数的取值。
8. 根据权利要求7所述的方法，其特征在于： 所述当前的需用过载指令为：需用法向力系数cn 所述根据再入制导方程获得当前的需用过载指令包括： 将再入制导方程给出的需用法向过载指令nyc；x和需用侧向过载指令nza转化为需用 总过载ncx; 将所述需用总过载n。,转化为需用法向力系数cn
9. 根据权利要求8所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式计算得到需用总过 载n":
其中，sign()为取符号函数。
10. 根据权利要求9所述的方法，其特征在于，使用如下所述的公式计算得到需用法向 力系数Cw:
其中，M、&分别为飞行器的质量和参考面积，q为当前状态的动压头。
【专利摘要】本发明公开了一种升力式飞行器的攻角指令生成方法。该方法包括：进行气动力矩的三维配平；根据三维配平后配平点的配平参数，确定马赫数、气动参数与攻角的映射关系；根据所述映射关系设置一个马赫数、气动参数与攻角的映射公式，并通过拟合工具对所述映射公式进行分析和拟合，得到马赫数、气动参数与攻角的映射关系拟合表达式；根据再入制导方程获得当前的需用过载指令以及当前状态下的马赫数和气动参数；根据当前状态下的马赫数、气动参数和映射关系拟合表达式，计算得到当前的需用过载指令所对应的攻角指令值。通过使用本发明的方法，可以有效地避免由于使用近似公式所带来的误差，以及由于使用反向查表而带来的庞大计算量。
【IPC分类】G05B13-04
【公开号】CN104808492
【申请号】CN201510128145
【发明人】吴浩, 杨业, 郭涛, 梁波, 梁禄扬, 周峰, 刘茜筠
【申请人】北京航天自动控制研究所
【公开日】2015年7月29日
【申请日】2015年3月23日