一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法与流程

技术特征：

1.一种基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，获取面对称飞行器三通道的气动数据，包括滚转通道的稳定力矩系数Cmx0和控制力矩系数Cmxc、偏航通道的稳定力矩系数Cmy0和控制力矩系数Cmyc、俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0和控制力矩系数Cmzc；

步骤2，建立滚转、偏航、俯仰通道气动力矩系数Cmx,Cmy,Cmz的数学模型；

步骤3，根据步骤2的数学模型，计算飞行器当前速度下的平衡状态；

步骤4，在平衡状态下，从三通道气动力矩系数的数学模型中提取气动耦合项；

步骤5，在平衡状态处，将三通道气动力矩系数描述为基本项和耦合项相叠加的形式；

步骤6，在平衡状态处，对三通道气动力矩系数进行小扰动线性化；

步骤7，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道稳定性的影响程度指标，具体为：

迎角-滚转气动耦合对滚转静稳定性的影响程度指标λx定义为：

迎角-偏航气动耦合对偏航静稳定性的影响程度指标λy定义为：

侧滑角-俯仰气动耦合对俯仰静稳定性的影响程度指标λz定义为：

其中，表示滚转力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对滚转力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，表示迎角对偏航力矩系数的气动耦合项对侧滑角的偏导数，表示俯仰力矩系数对迎角的偏导数，表示侧滑角对俯仰力矩系数的气动耦合项对迎角的偏导数；

步骤8，在平衡状态处，定义气动耦合对三通道控制舵面的需求，具体为：

迎角-滚转气动耦合影响对滚转通道控制舵面的需求Δδa定义为：

迎角-偏航气动耦合影响对偏航通道控制舵面的需求Δδr定义为：

侧滑角-俯仰气动耦合影响对俯仰通道控制舵面的需求Δδe定义为：

其中，ΔCmx(Δα),ΔCmy(Δα)分别表示平衡状态处迎角的变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmz(Δβ)表示平衡状态处侧滑角的变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，表示平衡状态处滚转力矩系数对副翼的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对副翼操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处偏航力矩系数对方向舵的偏导数，表示平衡状态处迎角的变化对方向舵操纵效率的耦合影响项，表示平衡状态处俯仰力矩系数对升降舵的偏导数，表示平衡状态处侧滑角的变化对升降舵操纵效率的耦合影响项；

步骤9，根据步骤7和步骤8的定义，分析气动耦合对三通道运动控制的影响。

2.根据权利要求1所述基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，所述步骤2的具体过程为：

滚转、偏航、俯仰通道的稳定力矩系数均是马赫数Ma、迎角α和侧滑角β的非线性函数，滚转、偏航、俯仰通道的控制力矩系数均是马赫数Ma、迎角α、侧滑角β和控制舵面δa,δr,δe的非线性函数：

Cmx0＝Cmx0(Ma,α,β)

Cmxc＝Cmxc(Ma,α,β,δa)

Cmy0＝Cmy0(Ma,α,β)

Cmyc＝Cmyc(Ma,α,β,δr)

Cmz0＝Cmz0(Ma,α,β)

Cmzc＝Cmzc(Ma,α,β,δe)

则三通道气动力矩系数描述为：

Cmx＝Cmx0(Ma,α,β)+Cmxc(Ma,α,β,δa)

Cmy＝Cmy0(Ma,α,β)+Cmyc(Ma,α,β,δr)

Cmz＝Cmz0(Ma,α,β)+Cmzc(Ma,α,β,δe)

其中，Cmx,Cmy,Cmz分别表示滚转、偏航、俯仰通道的气动力矩系数，Cmx0(Ma,α,β),Cmxc(Ma,α,β,δa)分别表示滚转通道的稳定力矩系数Cmx0、控制力矩系数Cmxc，Cmy0(Ma,α,β),Cmyc(Ma,α,β,δr)分别表示偏航通道的稳定力矩系数Cmy0、控制力矩系数Cmyc，Cmz0(Ma,α,β),Cmzc(Ma,α,β,δe)分别表示俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0、控制力矩系数Cmzc。

3.根据权利要求1所述基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，所述步骤3的具体过程为：

对于面对称飞行器，平衡状态下的侧滑角为0°，滚转与偏航通道的控制舵面也均为0°，配平计算时仅需计算俯仰通道的配平舵面δe0，δe0满足：

Cmzc(Ma0,α0,β0,δe0)＝-Cmz0(Ma0,α0,β0)

其中，Ma0,α0,β0分别表示平衡状态下的马赫数、迎角、侧滑角，Cmz0(Ma0,α0,β0),Cmzc(Ma0,α0,β0,δe0)分别表示平衡状态下俯仰通道的稳定力矩系数Cmz0、控制力矩系数Cmzc，β0＝0°。

4.根据权利要求1所述基于相对增益的气动耦合影响分析方法，其特征在于，所述步骤4的具体过程为：

气动耦合对三通道稳定力矩系数的影响为：

ΔCmx0(Ma0,Δα,β0)＝Cmx0(Ma0,α0+Δα,β0)-Cmx0(Ma0,α0,β0)

ΔCmy0(Ma0,Δα,β0)＝Cmy0(Ma0,α0+Δα,β0)-Cmy0(Ma0,α0,β0)

ΔCmz0(Ma0,α0,Δβ)＝Cmz0(Ma0,α0,β0+Δβ)-Cmz0(Ma0,α0,β0)

其中，ΔCmx0(Ma0,Δα,β0),ΔCmy0(Ma0,Δα,β0)分别表示平衡状态处迎角变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmz0(Ma0,α0,Δβ)表示平衡状态处侧滑角变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，Cmx0(Ma0,α0,β0)、Cmx0(Ma0,α0+Δα,β0)分别表示平衡状态处迎角变化前、后滚转通道稳定力矩系数的数学模型，Cmy0(Ma0,α0,β0)、Cmy0(Ma0,α0+Δα,β0)分别表示平衡状态处迎角变化前、后偏航通道的稳定力矩系数，Cmz0(Ma0,α0,β0)、Cmz0(Ma0,α0,β0+Δβ)分别表示平衡状态处侧滑角变化前、后俯仰通道的稳定力矩系数，Ma0,α0,β0分别表示平衡状态处的马赫数、迎角、侧滑角，Δα表示迎角变化，Δβ表示侧滑角变化；

气动耦合对三通道控制力矩系数的影响为：

ΔCmxc(Ma0,Δα,β0,δa)＝Cmxc(Ma0,α0+Δα,β0,δa)-Cmxc(Ma0,α0,β0,δa)

ΔCmyc(Ma0,Δα,β0,δr)＝Cmyc(Ma0,α0+Δα,β0,δr)-Cmyc(Ma0,α0,β0,δr)

ΔCmzc(Ma0,α0,Δβ,δe)＝Cmzc(Ma0,α0,β0+Δβ,δe)-Cmzc(Ma0,α0,β0,δe)

其中，ΔCmxc(Ma0,Δα,β0,δa),ΔCmyc(Ma0,Δα,β0,δr)分别表示平衡状态处迎角变化对滚转、偏航通道气动力矩系数的耦合影响项，ΔCmzc(Ma0,α0,Δβ,δe)表示平衡状态处侧滑角变化对俯仰通道气动力矩系数的耦合影响项，Cmxc(Ma0,α0,β0,δa)、Cmxc(Ma0,α0+Δα,β0,δa)分别表示平衡状态处迎角变化前、后滚转通道的控制力矩系数，Cmyc(Ma0,α0,β0,δr)、Cmyc(Ma0,α0+Δα,β0,δr)分别表示平衡状态处迎角变化前、后偏航通道的控制力矩系数，Cmzc(Ma0,α0,β0,δe)、Cmzc(Ma0,α0,β0+Δβ,δe)分别表示平衡状态处侧滑角变化前、后俯仰通道的控制力矩系数。