基于保护映射的变构型飞行器模型迭代设计方法与流程
本发明涉及一种飞行器模型设计方法，尤其涉及一种基于保护映射的变构型飞行器模型设计方法，其应用保护映射理论设计变构型飞行器模型参数的自适应整定策略，完成变构型飞行器模型的迭代设计。
背景技术：
变构型飞行器研究涉及到许多学科，是诸多前沿技术的集合，具有很强的前瞻性、战略性与带动性，对未来军事发展战略、空间技术、武器体系构建乃至整个科学技术进步产生重大影响。变构型飞行器比常规的飞行器有效载荷多，飞得更快，更远，而且再次飞行准备所需的完善基础设施比较少。
变构型技术可以确保飞行器在大的飞行范围内具有更好的飞行效率，同时还可以改善飞行性能、拓宽飞行包线，并替代常规控制舵面的作用、减少阻力和弹性振动的影响。变构型飞行器的研究需要采用全新的建模理论、气动原理和控制方法，这是因为智能变形技术的研究涉及诸多领域，具有多学科综合的特点，因此变构型飞行器研究需要将多学科的内容综合起来进行考虑，尤其要将对模型分析和迭代设计统一起来，即在变构型飞行器研究中融入一体化综合设计思想。
为了分析变构型飞行器复杂的模型特性，确保飞行器形变过程中模型仍具有好的品质特性，本发明提出一种基于保护映射理论的模型迭代设计方法。该方法能依据给定的稳定性能指标，获得飞行器形变过程中最佳的模型参数，通过自适应切换和迭代设计，使得所构建的模型能够覆盖整个形变过程和飞行区域，满足变构型飞行器的实际应用需求。
技术实现要素：
技术问题
本发明要解决的技术问题是提供一种变构型飞行器模型设计方法，其利用保护映射理论，构建不同飞行条件和几何构型下模型参数与期望性能指标之间的约束关系，通过迭代，实现对模型参数的自适应整定，确保变构型飞行器的全局稳定性。
技术方案
为了解决上述的技术问题，本发明的方法包括以下步骤：
步骤一：通过参数化的方式描述飞行器基准构型，采用工程估算理论获取获得单个面元上受到的压强为pi，叠加所有面元上的力和力矩，可以得到飞行器的气动力和力矩为
my＝∑pi(dxinzi-dzinxi)span,i(2)
其中di＝dxiib+dyijb+dzikb为距离矢量，nxi、nyi和nzi分别为单个面元外法线方向矢量的分量，进而可以得到飞行器的气动力与升力l，阻力d以及迎角α之间的关系
进一步应用动量定理估算出发动机产生的推力为ft，估算出上述的各力和力矩后，构建如下的飞行器动力学模型：
其中，l为升力，d为阻力，ft为推力，g为重力，v为速度，α为迎角，θ为俯仰角，q为俯仰角速度，h为高度，mv为质量，my为俯仰力矩，iy为转动惯量，
步骤二：针对步骤一构建好的飞行器动力学模型，拟采用多项式拟合的方式获得力和力矩的代理模型，同时将形变量融合到代理模型中，通过分析构型改变和飞行条件之间的匹配关系，从而发现模型动态特性变化的内在特点；
所获得的飞行器力和力矩的代理模型表示为飞行状态矢量x，控制输入矢量u与构型变化参数矢量p的非线性关系为：
其中q为动压，km为俯仰力矩系数；cl、cd、cm、ct分别为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和推力系数，它们是飞行状态矢量x，控制输入矢量u与构型变化参数矢量p的函数；
进一步采用多项式拟合的方式获得力和力矩的代理模型，具体过程可分为四个子步骤为样本点设计、模型结构选择和模型参数辨识和代理模型验证，得到的代理模型形式为
其中ma为马赫数，βl0为与x相关的升力多项式拟合系数，βl1为与u相关的升力多项式拟合系数，βd0为阻力多项式拟合系数，βd1为与x相关的阻力多项式拟合系数，βd2为与xu相关的阻力多项式拟合系数，βd3为与u相关的阻力多项式拟合系数，βd4为与
式(6)将形变量融合到了代理模型中，将非线性模型进行近似线性化处理，得到小扰动线性化方程为
δx＝a(p,x)·δx+b(p,x)·δu(7)
其中a(p,x),b(p,x)为线性模型的状态和输入矩阵，通过分析模型的零极点特性，可以分析出构型改变和飞行状态之间的匹配关系，发现其与模型动态特性之间的内在联系；
步骤三：针对给定构型应用保护映射理论估算满足期望指标的模型性能边界，找出两个相邻飞行区域模型性能的重叠部分，通过自适应地改变运行条件，获得覆盖运动区域的飞行器设计模型，并对模型进行评估，得到给定构型下的模型性能；
设ω是期望的模型性能指标，νω是对应的保护映射，式(7)中a(p,x)为由飞行状态矢量x与构型变化参数矢量p表示的多项式矩阵，而模型性能指标ω的边界由保护映射理论决定，代入a(p,x)，可知保护映射νω[a(p,x)]是个多变量多项式；然后找到与给定飞行器构型p相关的飞行区域，使其在x∈[xmin,xmax]范围内保持稳定，主要过程如下：
(1)初始化：令m＝1,xm＝xmin，设计初始飞行器构型pm，使得a(pm,xm)的特征值全部位于模型性能指标ω内；
(2)确定最大稳定区间：当p＝pm时，νω(a(p,x))＝0为只与x有关的方程，求出所有的根，取小于xm的最大根xm和大于xm的最小根
(3)终止判断：如果
(4)搜索新的飞行器构型参数pm+1，假设飞行器构型参数向量为np维，从第一维开始，逐维搜索每一维元素，具体过程如下：
①初始化：指定搜索结束精度ε和最大搜索次数omax，搜索次数o置1，po＝pm，当前搜索维数l置1；
②将po+1第l维后的元素全部固定为po对应的元素值，即po+1(l+1,…,np)＝po(l+1,…,np)；
③计算a稳定时po+1(l)的取值范围，该范围的上下边界分别为νω[a(xm,po+1)]＝0大于po(l)的最小实根
④po+1(l)取为稳定范围的中点
⑤第o次搜索完成判断：如果l≥np结束第o次搜索，进入第⑥步；否则搜索po+1的下一维元素，即令l＝l+1，返回第②步；
⑥搜索结束判断：如果||po+1-po||≤ε||1+po||或者o＞omax，搜索结束，进入第(5)步；否则，如果||po+1-po||＞ε||1+po||并且o≤omax，令o＝o+1,l＝1，返回第②步，再次执行②-⑥的过程，直到||po+1-po||≤ε||1+po||或者o＞omax，进入第(5)步；
(5)令pm+1＝po+1，m＝m+1，如果m小于或者等于给定的最大值，返回第(2)步；一旦m大于给定的最大值，则迭代结束，获得所需要的构型参数；
给定初始飞行器构型参数和飞行条件，经过上述第(1)～(5)步，可以得到一系列的飞行器构型参数和相对应的稳定区间，实际飞行中飞行器构型参数可以根据调度变量进行切换，也可以通过曲线拟合得到飞行器构型参数随调度变量变化的解析式；
步骤五：依据飞行器的任务要求构建优化性能指标，将几何构型与稳定性的综合设计问题转化为飞行器构型与运动条件的协调分配问题，采用基于保护映射的优化算法对性能指标进行迭代寻优，获得最优的模型参数，实现飞行器构型与运行条件的最佳匹配；
设计一个融合构型改变和飞行条件匹配关系的性能指标
其中j是目标函数，g是约束式，z(p,x)是依赖于构型参数和飞行条件的飞行器模型；
给出优化策略的详细步骤：
step1：给出初始值，进行初始化；
step2：近似优化问题的可行性求解，使用基于保护映射的优化算法得到近似优化问题可行解，即搜索可行解p*，使得
step3：判定可行解p*是否存在，若不存在可行解，执行step5；
step4：将可行解p*带入设计优化问题，若满足约束，返回p*为设计优化可行解，获得飞行器构型与运行条件的最佳匹配值，结束搜索过程，若不满足约束令pc＝p*，继续执行下一步；
step5：改变飞行条件，细划飞行区域，执行step3；
通过上述的迭代寻优过程，可以获得变构型飞行器最优的模型参数，实现飞行器构型与运行条件的最佳匹配。
本发明的方法中，为了实现变构型飞行器模型参数的自适应整定，采用了保护映射理论提出了一种新的模型迭代设计方法，首先依据模型的开环和闭环性能指标，构建满足性能品质的可行区域，然后再应用保护映射理论，获得满足性能指标要求的变构型飞行器模型参数，通过在重叠区域的参数切换，确保模型能覆盖整个飞行区域，实现模型参数的自适应调节。更为重要的是，变构型飞行器的模型参数调节过程中既可以考虑飞行条件的变化，也可以综合飞行器构型的改变，满足变构型飞行器复杂的任务需求。
本发明的方法中，各步骤及其子步骤可以归纳为以下几个方面：
首先，描述飞行器基准构型，提取参数化的特征形状，然后采用工程估算理论获取飞行器的力和力矩，结合虚功原理和密歇尔斯基方程，构建飞行器动力学模型，同时将形变作用量化成为力的增量形式，融入到模型方程中。
其次，针对构建好的飞行器动力学模型，拟采用多项式拟合的方式获得力和力矩的代理模型，同时将形变量融合到代理模型中，通过分析构型改变和飞行条件之间的匹配关系，发现其与模型动态特性之间的内在联系。
再次，针对飞行器动力学模型采用保护映射理论进行平衡状态和动态特性的折衷分析，考虑飞行器运行条件和构型变化对静态平衡特性及动态特性的影响，探讨其对飞行稳定性的影响，分析其与模型动态特性之间的内在关系，获得飞行器简化的设计模型。
再针对基准构型应用保护映射理论估算满足该性能指标的闭环稳定边界，找出两个相邻区域稳定边界的重叠部分，通过自适应地切换模型参数，获得覆盖运动区域的飞行器设计模型，并对模型进行评估，分析基准构型下的模型性能。
最后，依据飞行器的任务要求构建优化性能指标，将几何构型与稳定性的综合设计问题转化为飞行器构型与运动条件的协调分配问题，采用基于保护映射的优化算法对性能指标进行迭代寻优，获得最优的模型参数，实现飞行器构型与运行条件的最佳匹配。
有益效果
发明的方法有利于解决变构型飞行器设计中的模型参数整定问题，在复杂的飞行条件下，依据期望的开环和闭环性能要求，基于保护映射理论自适应地获得可行的模型参数，通过参数的切换，将所设计的模型覆盖到整个运动区域，同时亦能确保变构型飞行器的稳定性。更为重要的是，由于该模型迭代设计过程能够完成飞行器开环和闭环系统的性能分析，快速地得到满足期望性能指标的多组模型参数，且能自适应地覆盖至所有飞行范围，为飞行器实际应用提供了好的设计工具。
附图说明
图1为本发明总的设计流程图；
图2为变构型飞行器动力学模型构建流程图；
图3为变构型飞行器迭代设计流程图；
图4为优化策略详细步骤示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的技术方案进行具体说明。
如图1、图2和图3所示，本实施例为一种基于保护映射的变构型飞行器模型迭代设计方法，其包括以下步骤：
步骤一：通过参数化的方式描述飞行器基准构型，采用工程估算理论获取获得单个面元上受到的压强为pi，叠加所有面元上的力和力矩，可以得到飞行器的气动力和力矩为
my＝∑pi(dxinzi-dzinxi)span,i(10)
其中di＝dxiib+dyijb+dzikb为距离矢量，nxi、nyi和nzi分别为单个面元外法线方向矢量的分量，进而可以得到飞行器的气动力与升力l，阻力d以及迎角α之间的关系
进一步应用动量定理估算出发动机产生的推力为ft，估算出上述的各力和力矩后，构建如下的飞行器动力学模型：
其中，l为升力，d为阻力，ft为推力，g为重力，v为速度，α为迎角，θ为俯仰角，q为俯仰角速度，h为高度，mv为质量，my为俯仰力矩，iy为转动惯量，
步骤二：针对步骤一构建好的飞行器动力学模型，拟采用多项式拟合的方式获得力和力矩的代理模型，同时将形变量融合到代理模型中，通过分析构型改变和飞行条件之间的匹配关系，从而发现模型动态特性变化的内在特点；
所获得的飞行器力和力矩的代理模型表示为飞行状态矢量x，控制输入矢量u与构型变化参数矢量p的非线性关系为：
其中q为动压，km为俯仰力矩系数；cl、cd、cm、ct分别为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和推力系数，它们是飞行状态矢量x，控制输入矢量u与构型变化参数矢量p的函数；
进一步采用多项式拟合的方式获得力和力矩的代理模型，具体过程可分为四个子步骤为样本点设计、模型结构选择和模型参数辨识和代理模型验证，得到的代理模型形式为
其中ma为马赫数，βl0为与x相关的升力多项式拟合系数，βl1为与u相关的升力多项式拟合系数，βd0为阻力多项式拟合系数，βd1为与x相关的阻力多项式拟合系数，βd2为与xu相关的阻力多项式拟合系数，βd3为与u相关的阻力多项式拟合系数，βd4为与
式(6)将形变量融合到了代理模型中，将非线性模型进行近似线性化处理，得到小扰动线性化方程为
δx＝a(p,x)·δx+b(p,x)·δu(15)
其中a(p,x),b(p,x)为线性模型的状态和输入矩阵，通过分析模型的零极点特性，可以分析出构型改变和飞行状态之间的匹配关系，发现其与模型动态特性之间的内在联系；
步骤三：针对给定构型应用保护映射理论估算满足期望指标的模型性能边界，找出两个相邻飞行区域模型性能的重叠部分，通过自适应地改变运行条件，获得覆盖运动区域的飞行器设计模型，并对模型进行评估，得到给定构型下的模型性能；
设ω是期望的模型性能指标，νω是对应的保护映射，式(7)中a(p,x)为由飞行状态矢量x与构型变化参数矢量p表示的多项式矩阵，而模型性能指标ω的边界由保护映射理论决定，代入a(p,x)，可知保护映射νω[a(p,x)]是个多变量多项式；然后找到与给定飞行器构型p相关的飞行区域，使其在x∈[xmin,xmax]范围内保持稳定，主要过程如下：
(1)初始化：令m＝1,xm＝xmin，设计初始飞行器构型pm，使得a(pm,xm)的特征值全部位于模型性能指标ω内；
(2)确定最大稳定区间：当p＝pm时，νω(a(p,x))＝0为只与x有关的方程，求出所有的根，取小于xm的最大根xm和大于xm的最小根
(3)终止判断：如果
(4)搜索新的飞行器构型参数pm+1，假设飞行器构型参数向量为np维，从第一维开始，逐维搜索每一维元素，具体过程如下：
①初始化：指定搜索结束精度ε和最大搜索次数omax，搜索次数o置1，po＝pm，当前搜索维数l置1；
②将po+1第l维后的元素全部固定为po对应的元素值，即po+1(l+1,…,np)＝po(l+1,…,np)；
③计算a稳定时po+1(l)的取值范围，该范围的上下边界分别为νω[a(xm,po+1)]＝0大于po(l)的最小实根
④po+1(l)取为稳定范围的中点
⑤第o次搜索完成判断：如果l≥np结束第o次搜索，进入第⑥步；否则搜索po+1的下一维元素，即令l＝l+1，返回第②步；
⑥搜索结束判断：如果||po+1-po||≤ε||1+po||或者o＞omax，搜索结束，进入第(5)步；否则，如果||po+1-po||＞ε||1+po||并且o≤omax，令o＝o+1,l＝1，返回第②步，再次执行②-⑥的过程，直到||po+1-po||≤ε||1+po||或者o＞omax，进入第(5)步；
(5)令pm+1＝po+1，m＝m+1，如果m小于或者等于给定的最大值，返回第(2)步；一旦m大于给定的最大值，则迭代结束，获得所需要的构型参数；
给定初始飞行器构型参数和飞行条件，经过上述第(1)～(5)步，可以得到一系列的飞行器构型参数和相对应的稳定区间，实际飞行中飞行器构型参数可以根据调度变量进行切换，也可以通过曲线拟合得到飞行器构型参数随调度变量变化的解析式；
步骤五：依据飞行器的任务要求构建优化性能指标，将几何构型与稳定性的综合设计问题转化为飞行器构型与运动条件的协调分配问题，采用基于保护映射的优化算法对性能指标进行迭代寻优，获得最优的模型参数，实现飞行器构型与运行条件的最佳匹配；
设计一个融合构型改变和飞行条件匹配关系的性能指标
其中j是目标函数，g是约束式，z(p,x)是依赖于构型参数和飞行条件的飞行器模型；
如图4所示，给出优化策略的详细步骤：
step1：给出初始值，进行初始化；
step2：近似优化问题的可行性求解，使用基于保护映射的优化算法得到近似优化问题可行解，即搜索可行解p*，使得
step3：判定可行解p*是否存在，若不存在可行解，执行step5；
step4：将可行解p*带入设计优化问题，若满足约束，返回p*为设计优化可行解，获得飞行器构型与运行条件的最佳匹配值，结束搜索过程，若不满足约束令pc＝p*，继续执行下一步；
step5：改变飞行条件，细划飞行区域，执行step3；
通过上述的迭代寻优过程，可以获得变构型飞行器最优的模型参数，实现飞行器构型与运行条件的最佳匹配。
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