一种耦合不确定度的气动力矩模型的构建方法与流程

本发明属于空气动力与飞行力学领域，具体涉及一种耦合不确定度的气动力矩模型的构建方法。

背景技术：

1、随着飞行控制技术进步和飞行员利用模拟器开展复杂状态训练的需求，飞行器迎角、侧滑角等飞行包线扩展到大迎角非线性非定常区域，飞行模拟器相关适航条例对极限环振荡、掉翼尖等大迎角复杂状态气动模型模拟能力提出了明确的要求。研究结果表明，力矩静态零值和动导数零值的位置关系是能否预测极限环振荡和掉翼尖等现象的关键，定常线性化力矩模型参数主要通过静态和动导数试验，两种试验数据处理过程中均采用多点平均的线性化处理方式，同时两种试验一般采用不同的试验系统和修正方法，这使得力矩静态零值和动导数零值的位置关系存在偏差，影响气动模型预测复杂状态现象的能力。因此，需要一种耦合不确定度的气动力矩模型。

技术实现思路

1、为解决上述问题，本发明提供一种耦合不确定度的气动力矩模型的构建方法，引入不确定度对力矩动态特性的影响，构建了具有复杂状态模拟能力的气动力矩模型，用于提升飞行模拟器复杂状态模拟能力。

2、本发明所采用的技术方案如下：一种耦合不确定度的气动力矩模型的构建方法，所述的气动力矩模型包括滚转力矩模型、俯仰力矩模型和偏航力矩模型，方法步骤如下：

3、s1：将风洞试验模型通过六分量应变式天平与风洞支撑系统连接，利用风洞试验数据采集系统采集天平数据，所述的风洞试验数据采集系统具备天平数据和风洞试验模型运动姿态实时同步采集功能；

4、s2：通过风洞支撑系统改变风洞试验模型姿态角，达到目标姿态位置，给定振荡平衡点、振幅和振荡频率；

5、s3：在风洞启动和不启动状态下，分别采集风洞试验模型滚转正弦振荡20个周期数据；

6、s4：利用质量、惯量、质心位置和振荡参数之间的关系，辨识提取出20个周期的气动数据；

7、s5：采用公式（3）计算每个周期振荡平衡点处的动导数；

8、s6：通过公式（4）计算，之后通过公式（5）计算，再通过公式（6）和公式（7）计算和；

9、s7：重复步骤s2-步骤s6，获得不同姿态角状态下的滚转力矩模型，公式（1）中的通过风洞静态测力试验获取，通过风洞侧移振荡试验获取，进而得到了公式（1）所有参数的值，公式（1）即为耦合不确定度的滚转力矩模型表达式，通过数据查表内插的方法获得非试验状态的滚转力矩模型，其中，滚转力矩模型的构建公式如下：

10、（1）

11、（2）

12、（3）

13、            （4）

14、（5）

15、（6）

16、（7）

17、其中，为滚转力矩，为静态滚转力矩系数，为滚转力矩洗流时差导数，为滚转阻尼导数，为第i个周期的滚转阻尼导数，和为第i个振荡周期中正负角速度过平衡点的滚转力矩系数，为滚转角速度，和分别为第i个振荡周期中过平衡点的滚转正向角速度和负向角速度，q为速压，s为风洞试验模型参考面积，b为风洞试验模型翼展，为风速，为滚转力矩导数标准差，为滚转力矩导数均值，和为滚转力矩导数极大值和极小值，n为单次试验的周期数；

18、s8：再次通过风洞支撑系统改变风洞试验模型姿态角，达到目标姿态位置，给定振荡平衡点、振幅和振荡频率；

19、s9：在风洞启动和不启动状态下，分别采集风洞试验模型偏航正弦振荡20个周期数据；

20、s10：利用质量、惯量、质心位置和振荡参数之间的关系，辨识提取出20个周期的气动数据；

21、s11：采用公式（10）计算每个周期振荡平衡点处的动导数；

22、s12：通过公式（11）计算，之后通过公式（12）计算，再通过公式（13）和公式（14）计算和；

23、s13：重复步骤s8-步骤s12，获得不同姿态角状态下的偏航力矩模型，公式（8）中的通过风洞静态测力试验获取，通过风洞侧移振荡试验获取，进而得到了公式（8）所有参数的值，公式（8）即为耦合不确定度的偏航力矩模型表达式，通过数据查表内插的方法获得非试验状态的偏航力矩模型，其中，偏航力矩模型的构建公式如下：

24、 （8）

25、（9）

26、（10）

27、            （11）

28、（12）

29、（13）

30、（14）

31、其中，为偏航力矩，为静态偏航力矩系数，为偏航力矩洗流时差导数，为偏航阻尼导数，为第i个周期的偏航阻尼导数，和为第i个振荡周期中正负角速度过平衡点的偏航力矩系数，为偏航角速度，和分别为第i个振荡周期中过平衡点的偏航正向角速度和负向角速度，为风速，为偏航力矩导数标准差和为偏航力矩导数均值，和为偏航力矩导数极大值和极小值；

32、s14：再次通过风洞支撑系统改变风洞试验模型姿态角，达到目标姿态位置，给定振荡平衡点、振幅和振荡频率；

33、s15：在风洞电机启动和不启动状态下，分别采集风洞试验模型俯仰正弦振荡20个周期数据；

34、s16：利用质量、惯量、质心位置和振荡参数之间的关系，辨识提取出20个周期的气动数据；

35、s17：采用公式（17）计算每个周期振荡平衡点处的动导数；

36、s18：通过公式（18）计算，之后通过公式（19）计算，再通过公式（20）和公式（21）计算和；

37、s19：重复步骤s14-步骤s18，获得不同姿态角状态下的俯仰力矩模型，公式（15）中的通过风洞静态测力试验获取，通过风洞升沉振荡试验获取，进而得到了公式（15）所有参数的值，公式（15）即为耦合不确定度的俯仰力矩模型表达式，通过数据查表内插的方法获得非试验状态的俯仰力矩模型，其中，俯仰力矩模型的构建公式如下：

38、（15）

39、（16）

40、（17）

41、            （18）

42、（19）

43、（20）

44、（21）

45、其中，为俯仰力矩，为静态俯仰力矩系数，为俯仰力矩洗流时差导数，为俯仰阻尼导数，为第i个周期的俯仰阻尼导数，和为第i个振荡周期中正负角速度过平衡点的俯仰力矩系数，为俯仰角速度，和分别为第i个振荡周期中过平衡点的俯仰正向角速度和负向角速度，c为风洞试验模型平均气动弦长，为风速，为俯仰力矩导数标准差和为俯仰力矩导数均值，和为俯仰力矩导数极大值和极小值。

46、进一步的，所述的风洞试验模型的质心与力矩参考点之间的偏差小于10mm。

47、进一步的，所述的正弦振荡振幅小于等于5°，频率小于等于3hz。

48、本发明的优点及有益效果：本发明建立了耦合不确定度的气动力矩模型，相比于传统的线性动导数模型，该气动力矩模型可以更准确描述飞行器的非线性非定常特征，规避了由于采用多采样周期平均处理造成的静态数据零值和动态数据零值不匹配的问题，可以更准确的预测飞行器掉翼尖和极限环振荡，可广泛应用于飞行模拟器和飞行仿真系统中，提供更真实的仿真模拟效果。