用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法与流程

本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及一种用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法。

背景技术：

风洞外挂物捕获轨迹试验是一种获取外挂物运动轨迹的试验技术，安装在多自由度试验系统上外挂物，在风洞流场环境下通过运动、测量得到外挂物的位姿轨迹等信息，风洞外挂物捕获轨迹试验可以模拟外挂物自载体投放或发射分离后的飞行轨迹。由于风洞尺寸的限制，外挂物模型尺寸较小，舵面不能够实际偏转变化，与外挂物实物飞行状态有差别，而其舵面偏转变化在多体分离过程中与周围空间流场和气动力变化具有相互作用，从而对外挂物发射或投放方位的准确性有很大影响。

技术实现要素：

为了在风洞外挂物捕获轨迹试验中研究外挂物控制舵偏对实时飞行轨迹的影响，本发明提供一种用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法，模拟外挂物舵偏对实时轨迹影响，提高轨迹捕获试验精度。

本发明所采用的技术如下：一种用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法，该方法包括以下步骤：

步骤1、外挂物轨迹点预估位置解算，轨迹点瞬时加速度、角速度、角度解算获取，外挂物预估轨迹实时定位；

步骤2、风洞实测指定流场内外挂物实时六元天平受力，进行气动解算；

步骤3、采用虚拟舵偏方式，外挂物舵偏解算；

步骤4、舵偏与气动力结合，进行外挂物舵效实时解算；

步骤5、变步长外挂物舵效迭代式轨迹点修正。

本发明还具有如下技术特征：

1、如上的步骤1具体如下：

f为轨迹点瞬时加速度：f＝coe×qs×refs

式中，coe为气动力系数，qs为指定高度上速压，refs为参考面积；

alpha_e为外挂物攻角，计算公式如下：

式中，φw、θw、ψw为外挂物相对载机风轴系的三个角位移；

kkthita_e为外挂物俯仰角，即外挂物x轴与水平面的夹角：

kkthita_e＝θw

psi_e为外挂物航向角，即外挂物x轴在水平面内的投影与飞机x轴在水平面内的投影的夹角：

psi_e＝ψw+β

式中，β为侧滑角；

gama_e为外挂物横滚角，即外挂物纵向对称面与过外挂物x轴的铅垂面之间的夹角：

gama_e＝φw

dkkthita_e、dpsi_e、dgama_e外挂物俯仰角变化率、航向角变化率、横滚角变化率：

dkkthita_e＝qecosφw-resinφw

dpsi_e＝(qesinφw+recosφφw)/cosθw

dgama_e＝pe+dpsi_e·sinθw

式中，pe、qe、re为外挂物角速度在其体轴三个轴的投影。

2、如上的步骤2进行气动解算，具体如下：

cy法向力系数：

cz横向力系数：

cmz俯仰力矩系数：

cmy偏航力矩系数：

cmx滚转力矩系数：

式中，y为升力，z为横向力，mz为俯仰力矩，my为偏航力矩，mx为滚转力矩，b为平均气动弦长，l为机翼展长。

3、如上的步骤3中外挂物舵偏解算方法，具体如下：

delta1舵偏角1：

delta1＝b1×d1[1][1]+b2×d1[1][0]+b3×d1[0][2]+b4×d1[0][1]；

delta2舵偏角2：

delta2＝b1×d2[1][1]+b2×d2[1][0]+b3×d2[0][2]+b4×d2[0][1]；

delta3舵偏角3：

delta3＝b1×d3[1][1]+b2×d3[1][0]+b3×d3[0][2]+b4×d3[0][1]；

式中，b1、b2、b3、b4、为指令控制增益参量，d1、d2、d3为气动舵偏角与气流攻角插值数组，公式中的中括号内数字代表数组维数。

4、如上的步骤4中舵偏与气动力结合，进行外挂物舵效实时解算方法，具体如下：

δcy：y向操纵力系数舵效增量：δcy＝(c1-c2)×kcy；

δcz：z向操纵力系数舵效增量：δcz＝(c1+c2)×kcz；

δcmx：滚转力矩系数舵效增量：δcmx＝kcmx×c3；

δcmy：偏航力矩系数舵效增量：δcmy＝dcy×(tm-bp)；

δcmz：俯仰力矩系数舵效增量：δcmz＝dcz×(tm-bp)；

式中，tm为质心相对位置，bp为舵轴相对位置，kcy、kcz、kcmx为舵效系数，c1、c2、c3为插值舵偏角。

5、步骤5中变步长外挂物舵效迭代式轨迹点修正方法，具体如下：

cy：y向操纵力系数修正值：cy＝cy+δcy

cz：z向操纵力系数修正值：cz＝cz+δcz

cmz：俯仰力矩系数修正值：cmz＝cmz+δcmz

cmx：滚转力矩系数修正值：cmx＝cmx+δcmx

cmy：滚转力矩系数修正值：cmy＝cmy+δcmy。

本发明的工作过程及原理：根据初始条件解算出外挂物模拟位姿，瞬时加速度和角度，外挂物精确定位，经天平测定外挂物受力情况，根据实验条件进行外挂物舵偏解算，综合分析解算以上同时刻数据，获得外挂物舵效，经轨迹位姿修正，并重复以上过程，模拟出外挂物对轨迹的实时影响，获得外挂物有控轨迹。

本发明的优点及有益效果是：该方法可模拟外挂物控制律对外挂物轨迹的影响，作用于轨迹捕获试验，实时影响气动结果和生成的轨迹。通过虚拟舵偏与试验舵效计算分析，将产生的影响加入到轨迹预测中，从而提高轨迹预测的精度。通过模拟对比验证及算例计算验证，方法解决了cts试验中模拟舵面偏转对外挂物分离轨迹的影响的问题。该方法性能稳定，可靠性高，测试精度满足工程要求，在航空、航天外挂设计，武器装备研究上面有广阔的应用前景。

附图说明

图1为本发明提供的于捕获轨迹试验中的外挂物控制律模拟方法的结构原理框图；

图2为本发明提供的用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律模拟方法中的过程控制流程图；

图3为本发明提供的用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律模拟方法中的舵偏舵效模拟解算流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明做进一步的详细说明：

实施例1

一种用于捕获轨迹试验中的外挂物控制律的模拟方法，包括以下步骤：

步骤1、外挂物轨迹点预估位置解算，轨迹点瞬时加速度、角速度、角度解算获取，外挂物预估轨迹实时定位，具体如下：f为轨迹点瞬时加速度：f＝coe×qs×refs

式中，coe为气动力系数，qs为指定高度上速压，refs为参考面积；

alpha_e为外挂物攻角，计算公式如下：

式中，φw、θw、ψw为外挂物相对载机风轴系的三个角位移；

kkthita_e为外挂物俯仰角，即外挂物x轴与水平面的夹角：

kkthita_e＝θw

psi_e为外挂物航向角，即外挂物x轴在水平面内的投影与飞机x轴在水平面内的投影的夹角：

psi_e＝ψw+β

式中，β为侧滑角；

gama_e为外挂物横滚角，即外挂物纵向对称面与过外挂物x轴的铅垂面之间的夹角：

gama_e＝φw

dkkthita_e、dpsi_e、dgama_e外挂物俯仰角变化率、航向角变化率、横滚角变化率：

dkkthita_e＝qecosφw-resinφw

dpsi_e＝(qesinφw+recosφφw)/cosθw

dgama_e＝pe+dpsi_e·sinθw

式中，pe、qe、re为外挂物角速度在其体轴三个轴的投影。

步骤2、风洞实测指定流场内外挂物实时六元天平受力，进行气动解算；具体如下：

cy法向力系数：

cz横向力系数：

cmz俯仰力矩系数：

cmy偏航力矩系数：

cmx滚转力矩系数：

式中，y为升力，z为横向力，mz为俯仰力矩，my为偏航力矩，mx为滚转力矩，b为平均气动弦长，l为机翼展长。

步骤3、采用虚拟舵偏方式，外挂物舵偏解算；具体如下：

delta1舵偏角1：

delta1＝b1×d1[1][1]+b2×d1[1][0]+b3×d1[0][2]+b4×d1[0][1]；

delta2舵偏角2：

delta2＝b1×d2[1][1]+b2×d2[1][0]+b3×d2[0][2]+b4×d2[0][1]；

delta3舵偏角3：

delta3＝b1×d3[1][1]+b2×d3[1][0]+b3×d3[0][2]+b4×d3[0][1]；

式中，b1、b2、b3、b4、为指令控制增益参量，d1、d2、d3为气动舵偏角与气流攻角插值数组，公式中的中括号内数字代表数组维数；

步骤4、舵偏与气动力结合，进行外挂物舵效实时解算，具体如下：

δcy：y向操纵力系数舵效增量：δcy＝(c1-c2)×kcy；

δcz：z向操纵力系数舵效增量：δcz＝(c1+c2)×kcz；

δcmx：滚转力矩系数舵效增量：δcmx＝kcmx×c3；

δcmy：偏航力矩系数舵效增量：δcmy＝dcy×(tm-bp)；

δcmz：俯仰力矩系数舵效增量：δcmz＝dcz×(tm-bp)；

式中，tm为质心相对位置，bp为舵轴相对位置，kcy、kcz、kcmx为舵效系数，c1、c2、c3为插值舵偏角；

步骤5、变步长外挂物舵效迭代式轨迹点修正，具体如下：

cy：y向操纵力系数修正值：cy＝cy+δcy；

cz：z向操纵力系数修正值：cz＝cz+δcz；

cmz：俯仰力矩系数修正值：cmz＝cmz+δcmz；

cmx：滚转力矩系数修正值：cmx＝cmx+δcmx；

cmy：滚转力矩系数修正值：cmy＝cmy+δcmy。

实施例2

如图1、图2所示，先对控制律试验条件进行加载判定，使多自由度机构带载外挂物按预设条件精确定位，与风洞通讯，有风洞控制达到试验流场条件，通过实时气动力采集解算和外挂物加速度及姿态预估，融合外挂物舵偏解算，对实时轨迹进行逐点修正，最终获得外挂物有控轨迹位姿，以及试验过程中实时舵偏舵效。

轨迹解算轨迹点位置同时，解算获得各方向加速度及角速度

qe、re，经转换获得

外挂物滚动角度gama＝-π/4+φ；

外挂物俯仰加速度

外挂物偏航加速度

俯仰和偏航通道角速度

俯仰和偏航通道角速度

横滚角速度ωx＝pe；

如图3所示，为了使外挂物稳定控制，将以上瞬时气动量经稳定控制解算，获得俯仰、偏航和滚动各通道舵偏角输出。当前外挂物上作用的气动力有外挂天平测得应变值，并经七次迭代获得各气动力，舵偏角经结合当前外挂物各气动力，解算各方向舵偏角在气动上的影响作用。因外挂物坐标与预测坐标系存在一定角度滚动方向的偏转，故对相关量进行坐标偏转转换，以45°偏转为例。

偏转y向操纵力系数增量

偏转z向操纵力系数增量

偏转滚转力矩系数增量dmx’＝dmx；

偏转俯仰力矩系数增量

偏转偏航力矩系数增量

式中，dcy为y向操纵力系数增量，dcz为z向操纵力系数增量，dmx为滚转力矩系数增量，dmz为俯仰力矩系数增量，dmy为偏航力矩系数增量；

每一轨迹点舵偏影响用于随试验时间变化进行变步长迭代修正。直至完成所有有空轨迹点。