一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于导弹飞行控制技术领域，更具体地，涉及一种减小外形跳变时弹体过 载的动态攻角限幅方法。
【背景技术】
[0002] 导弹飞行攻角是表征导弹飞行状态的一个重要参量，它的量值大小、正负号以及 正负号的变化规律，对导弹的飞行状态和控制系统设计有着重要作用。目前，为了达到一定 的气动设计指标、为制导控制专业提供良好的可控飞行器气动外形，通常会在具体的某一 状态点附近，通过变化飞行器的局部结构外形，达到改变气动特性的目的。然而，气动外形 的跳变，会带来较大的分离干扰（力矩干扰和力干扰），给结构、控制等系统带来不利影响， 例如：当导弹飞行马赫数跨度大、飞行空域广，若采用单一气动外形，很难满足制导与稳定 专业的可控性要求，为了提高该型导弹的性能指标，以某一马赫数为区分点，分为两种气动 外形。在气动外形跳变时刻，分离干扰会产生较大的过载。传统的攻角限幅器算法是采用 固定攻角，以最大固定攻角值进行限幅器设计，这种方法无法抑制气动外形跳变时产生的 较大过载，不能满足控制系统的要求。
【发明内容】
[0003] 针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种减小外形跳变时弹体过 载的动态攻角限幅方法，方法能够根据导弹飞行实时状态确定最佳的攻角限幅幅值，避免 导弹飞行过程中由于气动外形的跳变而影响导弹飞行性能。
[0004] 为实现上述目的，按照本发明，提供了一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角 限幅方法，所述方法通过对导弹攻角进行动态限幅，以减小气动外形跳变时弹体过载；其 中，对导弹攻角进行动态限幅，具体实现方式如下：
[0005]S1、计算导弹在分离前后稳态过程中的最大攻角幅值amxl和气动外形跳变时导 弹的最大攻角幅值a_2，以及导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围；
[0006]S2、在所述导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围内，利用导弹飞行过程中实时的 速度，经过线性插值得到实时的攻角限幅幅值，得到随导弹飞行速度Ma变化的攻角限幅幅 值函数Qniax=f(Ma)，攻角限幅幅值a_2彡anax<anaxl;
[0007]S3、确定导弹升力系数CL与攻角a、侧滑角P、飞行速度Ma、舵偏角&的函数 关系CL= /(?,，再利用a_=f(Ma)得到最大升力系数CLniax与攻角限幅幅值 a_、飞行速度Ma的函数关系CL_=f(a_，Ma)，其中侧滑角为零，舵偏角取与最大攻角a_对应的平衡舵偏角；
[0008]S4、获取导弹参考面积s_、导弹质量m、以及当前时刻导弹飞 行动压q、导弹飞行速度V和导弹弹道倾角0，从而确定当前时刻过载
[0009] 总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的 技术优点：本发明对导弹攻角进行了动态限幅，减小了气动外形跳变时的弹体攻角，进而对 减小了气动外形跳变时的弹体过载。相比于现有技术，避免气动外形跳变时因弹体过载超 过预设值而导致的导弹失稳。本发明方法可以在不改变导弹总体参数的情况下，减小气动 外形跳变时的弹体过载，避免导弹飞行过程中由于气动外形的跳变而影响导弹飞行性能， 提尚导弹的控制精度和性能。
【附图说明】
[0010] 图1为本发明减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法流程图；
[0011] 图2为本发明一个实施例中攻角限幅幅值函数曲线图。
【具体实施方式】
[0012] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对 本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并 不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要 彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0013] 本发明提供一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法，方法通过对导弹 攻角进行动态限幅，以减气动外形跳变时弹体过载；其中，对导弹攻角进行动态限幅，其实 现方式如下：
[0014]S1、根据原始气动数据和系统稳定性要求，计算得到导弹在分离前后稳态过程中 的最大攻角幅值a_1;其中原始气动数据由气动吹风试验获得。
[0015]S2、根据气动外形跳变过程中的干扰力矩、干扰力数据，确定气动外形跳变时导弹 的最大攻角a_2。
[0016] 可根据气动外形跳变过程中的干扰力矩、干扰力数据，利用数学仿真的方式，通过 调整气动外形跳变时的最大攻角，确保跳变过程中弹体最大过载、弹体角速率不超过预设 值；当跳变过程中弹体最大过载、弹体角速率达到预设值的临界值时，输出当前时刻的最大 攻角a_2，即确定了气动外形跳变时导弹的最大攻角a_2。
[0017]S3、根据所述原始气动数据的范围，确定导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围。
[0018]S4、在所述导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围内，利用导弹飞行过程中实时的 速度，经过线性插值得到实时的攻角限幅幅值，得到随导弹飞行Ma变化的攻角限幅幅值函 数amax=f(Ma)，a_2彡anax<anaxl。为了导弹状态的平稳过渡，通常在Cinaj^a_2 之间取一个中间值a_3。
[0019]S5、确定导弹升力系数CL与攻角a、侧滑角P、飞行速度Ma、舵偏角％的函数关 系CX=/(?，A ，利用Ctniax=f(Ma)得到最大升力系数CLniax=f(a^Ma)，其中侧 滑角为零，舵偏角取与最大攻角a_对应的平衡舵偏角；
[0020] S6、获取导弹参考面积s_、导弹质量m、以及当前时刻导弹飞行动压q、导弹飞行
[0021] 以下结合一个具体实施例对本发明方法作进一步说明。
[0022] (1)根据原始气动数据、稳定系统要求等条件，得到导弹稳态过程中的最大攻角幅 值a nmxl=12°;
[0023] (2)根据气动外形跳变过程中的干扰力矩、干扰力数据，以及导弹自身的稳定性 能，确定气动外形跳变时导弹的最大攻角a_2= 6° (设气动外形跳变时导弹速度为V1 = 4Ma)；
[0024](3)为了导弹状态的平稳过渡，在a_2之间取一中间值，设为a_3= 8.4° ；
[0025](4)根据气动数据的范围，确定导弹攻角a、飞行速度Ma的变化范围：a的变化 区间为[0~12]，Ma的变化范围为[1~7];
[0026] (5)在以上步骤基础上，可得到随导弹飞行Ma变化的攻角限幅幅值函数a_ = f(Ma)，如：amaxl= 12 ，amaX2= 6 ，amaX3= 8. 4 ，V丨=4Ma，可得攻角限幅器所用攻角 曲线如图2所不；
[0027] (6)通常，升力系数CL可表示为攻角a、侧滑角P、马赫数Ma、舵偏角冬的函数， 即/_(?，//,A紅。对于弹道导弹而言，侧滑角产生的升力较小，可以近似将侧滑角取 为零，而舵偏角可取配平舵偏角。设计人员可依据这一关系，找出CL随a和Ma变化的函 数，即CL=f(a，Ma)，以表1的数据为例；
[0028] 表1随仏、攻角a(° )变化的升力系数CL[0029]
[0030] (7)在步骤5和步骤6的基础上，可得最大升力系数CL_=f(a_，Ma)，当导弹速 度V= 2Ma时，amax= 12°，CLmax= 1. 1893,当导弹速度V= 4Ma时，amax= 6。，CLmax = 0? 5273,当导弹速度V= 6Ma时，anax= 12°，CLmx= 0? 9591 ;
限幅器下限值。通过对导弹攻角进行动态限幅，从而减小了气动外形跳变时弹体过载。 [0032] 本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以 限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含 在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法，其特征在于，所述方法通过对 导弹攻角进行动态限幅，以减小气动外形跳变时弹体过载；其中，对导弹攻角进行动态限 幅，具体实现方式如下： 51、 计算导弹在分离前后稳态过程中的最大攻角幅值amxl和气动外形跳变时导弹的 最大攻角幅值a_2，以及导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围； 52、 在所述导弹攻角a和飞行速度Ma的变化范围内，利用导弹飞行过程中实时的速 度，经过线性插值得到实时的攻角限幅幅值，得到随导弹飞行速度Ma变化的攻角限幅幅值 函数amax=f(Ma)，攻角限幅幅值a_2彡anax彡anaxl; 53、 确定导弹升力系数CL与攻角a、侧滑角P、飞行速度Ma、舵偏角&的函数关系 CL= /(?./?，，再利用Cinax=f (Ma)得到最大升力系数〇^与攻角限幅幅值a_、 飞行速度Ma的函数关系CL_=f(a_，Ma)，其中侧滑角为零，舵偏角取与最大攻角a_对 应的平衡舵偏角； 54、 获取导弹参考面积8_、导弹质量m、以及当前时刻导弹飞行动压q、导弹飞行速度 V和导弹弹道倾角0，从而确定当前时刻过载限幅器上限值和过载限幅器下限值
【专利摘要】本发明公开了一种减小外形跳变时弹体过载的动态攻角限幅方法，通过对导弹攻角进行动态限幅，以减小气动外形跳变时弹体过载；其中对导弹攻角进行动态限幅，实现方式如下：S1、计算导弹在分离前后稳态过程中的最大攻角幅值和气动外形跳变时导弹的最大攻角幅值，以及导弹攻角和飞行速度的变化范围；S2、确定随导弹飞行速度变化的攻角限幅幅值函数；S3、确定最大升力系数与攻角限幅幅值、飞行速度的函数关系；S4、获取导弹参考面积、质量、以及当前时刻导弹飞行动压、飞行速度和弹道倾角，从而确定当前时刻过载限幅器上限值和下限值。实施本发明可根据导弹飞行实时状态确定最佳的攻角限幅幅值，减小气动外形跳变时弹体过载。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN105223962
【申请号】CN201510706349
【发明人】蒋金龙, 严祖铭, 马新普
【申请人】湖北航天技术研究院总体设计所
【公开日】2016年1月6日
【申请日】2015年10月27日