一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法
【专利摘要】本发明涉及一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，该方法根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和攻角偏差取值范围，确定出极限偏差集合，然后在该集合内，确定滚转力系数、偏航力系数、俯仰力系数和相对于标称质心的气动力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数表达式，再通过以上的偏差取值和函数表达式计算相对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数、攻角、侧滑角、升降舵偏、副翼舵偏和方向舵偏的函数关系式，在副翼舵偏为0且设定马赫数和攻角条件下，建立方程组并求解得到舵偏、侧滑角的解，并根据该解确定舵偏的取值范围，该方法可以准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围，计算误差小。
【专利说明】一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器制导控制【技术领域】，特别是涉及一种基于方向舵控滚转策略的 气动舵偏范围计算方法。
【背景技术】
[0002] 大气层内依靠气动舵进行飞行控制的面对称飞行器对于滚转姿态的控制通常有 两种方法可以采用：副翼控滚转和方向舵控滚转。副翼控滚转是依靠副翼差动产生的滚转 力矩直接进行滚转操纵的控制方式，方向舵控滚转是利用方向舵控制侧滑方向和大小，进 而利用侧滑产生的滚转力矩进行滚转操纵的控制方式。
[0003] 不论对于副翼控滚转的飞行器还是对于方向舵控滚转的飞行器，在方案设计初期 进行快速总体小回路闭环论证和迭代优化的阶段，都需要计算与最终将要采用的控制策略 相适应的气动舵偏范围，以满足飞行器总体方案快速迭代要求。
[0004] 目前常用的气动舵偏范围计算方法为：考虑干扰和偏差影响，直接利用气动舵偏 进行三通道配平计算，得到需要的气动舵偏范围。该方法得到的气动舵范围与采用副翼控 滚转策略的闭环控制舵偏情况差别不大，因此适用于采用副翼控滚转策略的飞行器。而对 于方向舵控滚转策略的飞行器，在有质心、气动等参数偏差的情况下，上述方法所得结果与 闭环控制舵偏情况差异巨大，不再适用。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种基于方向舵控滚转策略的气 动舵偏范围计算方法，该方法充分考虑了飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和飞行 攻角偏差对舵偏范围的影响，可以更准确地确定方向舵控滚转策略的飞行器的舵偏范围， 计算简单且误差小。
[0006] 本发明目的通过如下技术方案予以实现：
[0007] -种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，包括以下步骤：
[0008] (1)、根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和飞行攻角偏差的取值范围确 定出极限偏差集合S，具体方法如下；
[0009] 飞行器质心位置偏差包括X坐标偏差AX、Y坐标偏差AY和Z坐标偏差AZ; 所述X坐标偏差AX的取值范围为[-AXf；，AxJ,所述Y坐标偏差AY的取值范围为 [_Aye，AyJ，所述Z坐标偏差AZ的取值范围为[_Aze，AzJ;气动力矩系数偏差包括滚 转力矩系数偏差ACmx、偏航力矩系数偏差ACmy和俯仰力矩系数偏差ACmz，所述滚转力矩 系数偏差AC"的取值范围为[_A(；X，ACJ，所述偏航力矩系数偏差ACmy的取值范围为 [_ACey，ACey]，俯仰力矩系数偏差ACmz的取值范围为[_ACez，ACJ;飞行攻角偏差Aa 的取值范围为[_AaAaJ;
[0010] 所述飞行器质心位置偏差AX、AY、AZ和气动力矩系数偏差ACmx、ACmy、ACmz， 以及飞行攻角偏差△a，在各自对应的取值范围内选取最大值或最小值，得到128个不同 取值的偏差矢量AVe= [AX，AY，AZ，ACmx，ACmy，ACmz，Aa]T，所述128个不同取值的偏 差矢量△V6组成极限偏差集合S;
[0011](2)、依据气动特性规律，在极限偏差集合S中，根据偏差矢量= [AX，AY，AZ，ACmx，ACmy，ACmz，Aa]T的128个不同取值，确定出128组函数表达式，所 述每组函数表达式中含有6个函数表达式，其中：
[0012] 根据偏差矢量AVe = [AX，AY，AZ，ACmx，ACmy，ACmz，Aa]T 的第n个取值，n= 1，2，…，128,确定出的一组函数表达式如下所示：
[0013] Cx =fcx；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0014] Cy =fcy；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0015] Cz =fcz；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0016] Cmx =fcmx；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0017] Cmy =fcmy；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0018] Cmz =fcmz；n(ma,a, ^ , 6 e, 6 a, 6 r)
[0019] 其中：
[0020]f；x,n(ma，a，3，Ua，〇为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏S6、副翼 舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算滚转力系数Cx的函数表达式；
[0021] f；y,n(ma，a，3，Se，Sa，D为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏Se、副翼 舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算偏航力系数Cy的函数表达式；
[0022]fcz,n(ma，a，ISe，Sa，Sr)为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏Se、副翼 舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算俯仰力系数Cz的函数表达式；
[0023] fc?,n(ma，a，ISe，Sa，Sr)为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏Se、副 翼舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的滚转力矩系数(："的函数表达式；
[0024] f?y,n(ma，a，ISe，Sa，Sr)为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏Se、副 翼舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的偏航力矩系数Cmy的函数表达式；
[0025] fcmz,n(ma，a，ISe，Sa，Sr)为以马赫数ma、攻角a、侧滑角运、升降舵偏Se、副 翼舵偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的俯仰力矩系数(；2的函数表达式；
[0026] (3)、在极限偏差集合S中，根据飞行器质心位置偏差AX、AY、AZ和气动力 矩系数偏差AC"、AQ、AC^，以及相对于标称质心的气动力矩系数(："、（：胃、（^和滚 转力系数Cx、偏航力系数Cy、俯仰力系数Cz，计算得到相对于实际质心的滚转力矩系数
[(',,、夂与马赫数％、攻角a、侧滑角运、升降舵偏6e、副翼舵偏63和方向舵 偏L的函数关系式，具体实现过程如下：
[0027] (3a)、相对于实际质心的滚转力矩系数|Y",、之，、Cmz]与飞行器质心偏差
[AX、AY、AZ]、气动力矩系数偏差[ACmx、ACmy、ACmz]，以及滚转力系数Cx、偏航力系数Cy 和俯仰力系数Cz的数学关系式如下所示：
【权利要求】
1. 一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，其特征在于包括以下步骤： (1)、根据飞行器质心位置偏差、气动力矩系数偏差和飞行攻角偏差的取值范围确定出 极限偏差集合S，具体方法如下； 飞行器质心位置偏差包括X坐标偏差A X、Y坐标偏差A Y和Z坐标偏差A Z ;所述X坐 标偏差AX的取值范围为[-Axe, AxJ,所述Y坐标偏差AY的取值范围为[-Aye, AyJ， 所述Z坐标偏差A Z的取值范围为[-A %，AzJ ;气动力矩系数偏差包括滚转力矩系数偏 差ACmx、偏航力矩系数偏差ACmy和俯仰力矩系数偏差ACmz，所述滚转力矩系数偏差AC mx的取值范围为[-ACex，A CraJ，所述偏航力矩系数偏差A Cmy的取值范围为[_ACey，ACey], 俯仰力矩系数偏差ACmz的取值范围为[-ACejz, ACeJ ;飞行攻角偏差A a的取值范围为 [-A a e, A a J ； 所述飞行器质心位置偏差AX、AY、A Z和气动力矩系数偏差A Cmx、A Cmy、A Cmz，以及 飞行攻角偏差△ a，在各自对应的取值范围内选取最大值或最小值，得到128个不同取值 的偏差矢量 AVe= [AX，A Y，A Z，ACmx，ACmy，ACmz，A a ]T，所述 128 个不同取值的偏差矢量 AVe组成极限偏差集合S ; ⑵、依据气动特性规律，在极限偏差集合S中，根据偏差矢量AVe = [AX，AY，AZ，ACmx，ACmy，ACmz，A a ]T的128个不同取值，确定出128组函数表达式，所 述每组函数表达式中含有6个函数表达式，其中： 根据偏差矢量 A Ve = [ A X，A Y，A Z，A Cmx，A Cmy，A Cmz，A a ]T 的第 n 个取值，n = 1， 2，…，128,确定出的一组函数表达式如下所示： Cx = fcx,n(ma，a , ^，5 e, 5 a, 5 r) Cy = fcy,n(ma，Q , ^ , 5 e, 5 a, 5 r) Cz = fcz,n(ma，Q , ^ , 5 e, 5 a, 5 r) Cmx = fcmx,n(ma，Q , ^ , 5 e, 5 a, 5 r) Cmy = fcmy,n(ma，Q , ^ , 5 e, 5 a, 5 r) Cmz = fcmZ,n(ma，Q , ^ , 5 e, 5 a, 5 r) 其中： f?，n(ma，Ct，@，S S a, S J为以马赫数叫、攻角a、侧滑角@、升降舵偏S e、副翼舵偏 S a和方向舵偏L为变量，计算滚转力系数Cx的函数表达式； Uma, ct，@，S S a, S J为以马赫数IHa、攻角a、侧滑角@、升降舵偏S e、副翼舵偏 S a和方向舵偏L为变量，计算偏航力系数Cy的函数表达式； Uma, ct，P，S S a, S 为以马赫数ma、攻角a、侧滑角P、升降舵偏S e、副翼舵偏 S a和方向舵偏L为变量，计算俯仰力系数Cz的函数表达式； f?x，n(ma，ct, 3，Sej, Sa, SJ为以马赫数IHa、攻角a、侧滑角3、升降舵偏Sej、副翼舵 偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的滚转力矩系数Cmx的函数表达式； f?y，n(ma，ct, 3，Sej, Sa, SJ为以马赫数IHa、攻角a、侧滑角3、升降舵偏Sej、副翼舵 偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的偏航力矩系数C胃的函数表达式； Wma，ct, 3，Sej, Sa, SJ为以马赫数IHa、攻角a、侧滑角3、升降舵偏Sej、副翼舵 偏Sa和方向舵偏L为变量，计算相对于标称质心的俯仰力矩系数Cmz的函数表达式； (3) 、在极限偏差集合S中，根据飞行器质心位置偏差AX、AY、AZ和气动力矩系数偏 差A C"、A (：胃、A Cniz，以及相对于标称质心的气动力矩系数C"、C胃、Cniz和滚转力系数Cx、偏 航力系数Cy、俯仰力系数Cz，计算得到相对于实际质心的滚转力矩系数[Q,、C\,_] 与马赫数％、攻角a、侧滑角P、升降舵偏\、副翼舵偏Sa和方向舵偏L的函数关系式， 具体实现过程如下： (3a)、相对于实际质心的滚转力矩系数€胃、与飞行器质心偏差[AX、 A Y、AZ]、气动力矩系数偏差[A Cmx、A Cmy、ACmz],以及滚转力系数Cx、偏航力系数Cy和俯 仰力系数Cz的数学关系式如下所示： Cm = Csk + ACm - (Av ? C - Az ? Cv) / Lref Cmy = Cmr + ACmv - (Az ? Cv - Ax ? C) / Lref Cmz = Cmz + ACbc - (Ar ? C - A2 ? Cx)! Lref 其中，和<?",_分别为存在偏差条件下的相对于实际质心的滚转力矩系数、偏 航力矩系数和俯仰力矩系数，LMf为气动参考面积； (3b)、在极限偏差集合S中，将偏差矢量AVe= [AX，A Y，A Z，ACmx，ACmy，ACmz，A a]T的第n个取值，以及由步骤⑵得到的第n组函数表达式，代入步骤（3a)得到的数学关系 式中，得到第n组相对于实际质心的滚转力矩系数[匕"、<",,、与马赫数叫、攻角a、 侦隨角3、升降舵偏S 副翼舵偏Sa和方向舵偏L的函数关系式：
(3c)、在n= 1，2,…，128时，重复步骤（3b)的计算，得到极限偏差集合S中128组相 对于实际质心的滚转力矩系数与马赫数％、攻角a、侧滑角P、升降舵 偏S 副翼舵偏S a和方向舵偏L的函数关系式； (4) 、在设定的马赫数1和攻角a条件下，将副翼舵偏Sa设置为〇,计算步骤（3)确 定的128组函数关系式，并代入如下方程组进行求解得到M组升降舵偏\、侧滑角0和方 向舵偏L的解：
所述的128组方程组得到的M组解中的第m组解为： [8e, ￠, 8r] = [Se/ , ￠/ , Sr/ ]： 其中，M、m均为正整数，且M彡128，m= 1，2，…，M，如果M〈128,则判断飞行器结构布 局、气动布局和弹道规划不合理，结束气动舵偏范围计算，并在完成飞行器结构布局、气动 布局和弹道规划修改后，返回步骤（1)进行计算；如果M = 128,则进入步骤（5); (5) 、根据步骤（4)中得到的M组解，得到升降舵偏Se的最大值S 6，_和最小值S e min， 以及方向舵偏L的最大值L max和最小值S ^in其中： 3 e，max= max( S e，m，） 5 e,min = min( 8 ) 3 r，max= max ( 8 r，m'） 5 r,mm = min( 8 ) 其中，max( ?)代表求取最大值函数，min( ?)代表求取最小值函数； (6) 、得到副翼舵偏Sa的取值范围为[-S a% S :]，S/为设定的副翼舵偏裕量，并根 据步骤（5)得到的升降舵偏\的最大值S 6，_和最小值S ，以及方向舵偏L的最大 值\_和最小值\min，得到升降舵偏的取值范围为[6_-6二6e，_+6/]、方向舵偏 的取值范围为[\min-S/，S^ax+S/]，其中6,和S/分别为设定的升降舵偏裕量和方 向舵偏裕量。
2. 根据权利要求1所述的一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，其特 征在于：在步骤（4)中的128个方程组，每个方程组存在1个解或无解。
3. 根据权利要求1所述的一种基于方向舵控滚转策略的气动舵偏范围计算方法，其特 征在于：在步骤（4)中的128组方程组，在马赫数ma、攻角a和副翼舵偏Sa设定的条件下 求解，即所述方程组为将升降舵偏侧滑角0和方向舵偏L作为待求量并沿飞行马赫 数-攻角剖面求解力矩系数平衡方程。
【文档编号】G05D1/10GK104331084SQ201410521393
【公开日】2015年2月4日 申请日期:2014年9月30日 优先权日:2014年9月30日
【发明者】李争学, 李杰奇, 张广春, 张振兴, 张静, 王飞, 张化照 申请人:中国运载火箭技术研究院