單滑塊變質心控制飛行器平衡運動狀態方法技術

本發明專利技術提出單滑塊變質心控制飛行器平衡運動狀態方法，可以計算不同條件下飛行器平衡狀態的章動角、進動角速度及相對滾轉角。步驟一、獲取所要分析的再入飛行器的彈體結構參數及飛行條件參數；步驟二、使用氣動分析軟件或通過風洞試驗，獲取飛行條件下飛行器的空氣動力系數；步驟三、指定各狀態量的初始點；步驟四、得到平衡狀態下的章動角、進動角速度及相對滾轉角；步驟五、判斷步驟四中得到的平衡狀態下的章動角、進動角速度及相對滾轉角是否可行,如果不可行，則修改各狀態量的初始值，重復步驟三、四，直至結果可行；步驟六、若還需要計算其它飛行條件下的平衡點數值，則改變飛行參數，重復步驟一至五，若不再需要計算新的狀態，則控制飛行器平衡運動狀態方法結束。

【技術實現步驟摘要】
【專利摘要】本專利技術提出，可以計算不同條件下飛行器平衡狀態的章動角、進動角速度及相對滾轉角。步驟一、獲取所要分析的再入飛行器的彈體結構參數及飛行條件參數；步驟二、使用氣動分析軟件或通過風洞試驗，獲取飛行條件下飛行器的空氣動力系數；步驟三、指定各狀態量的初始點；步驟四、得到平衡狀態下的章動角、進動角速度及相對滾轉角；步驟五、判斷步驟四中得到的平衡狀態下的章動角、進動角速度及相對滾轉角是否可行,如果不可行，則修改各狀態量的初始值，重復步驟三、四，直至結果可行；步驟六、若還需要計算其它飛行條件下的平衡點數值，則改變飛行參數，重復步驟一至五，若不再需要計算新的狀態，則控制飛行器平衡運動狀態方法結束。【專利說明】
本專利技術涉及一種，可廣泛應用于再入飛行器的動態特性分析、單滑塊變質心控制執行機構參數設計等領域。
技術介紹
變質心控制(Moving mass control,國內也稱為質量矩控制)是通過質心偏移來達到控制目的的方法，與通過改變力的方式來影響作用在飛行器上控制力矩的方法(如氣動舵，配平翼、噴氣推力)不同，變質心控制是通過改變力臂的方式來影響控制力矩。偏移質心可以通過移動飛行器內部活動部件實現，如移動彈頭的戰斗部等。 變質心控制按照執行機構的數量不同主要可分為單滑塊控制、雙滑塊控制及三滑塊控制。其中單滑塊控制的飛行器通常具有非對稱的結構外形，以產生大小不可調節的升力以使得飛行器具有法向過載能力。通過控制滑塊相對于質心的偏移可以控制飛行器的滾轉姿態，進而控制升力的方向，達到控制飛行器過載方向的目的。變質心控制飛行器的姿態運動是典型的非線性環節，其非線性運動及其穩定性與線性運動及其穩定性相比有很多特點，如不具有疊加性，固有頻率與起始條件、振幅大小有關，可能存在多個非零的極限運動等。對非對稱變質心控制飛行器平衡運動狀態的分析一直是此類非線性系統動力學特性研究的重點。這一方面是受研究方法及數學工具的限制，另一方面也是因為平衡狀態是飛行器在飛行過程的典型運動狀態，因此對平衡點的研究具有極為重要的意義。 平衡點的求解方法主要有兩種:數值計算方法，解析計算方法。對于高維非線性系統，其平衡點的解析表達式一般很難取得，需通過適當的模型簡化方可求得近似解析表達式，但模型簡化必然帶來解算結果精確性下降的問題。而數值計算方法相比于解析法計算量大，但求解原理簡單，解算精度高，是復雜非線性系統平衡點求解的主要方法。目前，尚未有關于單滑塊變質心控制飛行器平衡運動狀態的數值計算方法公開發表。
技術實現思路
針對上述問題，本專利技術基于單滑塊變質心控制飛行器非線性動力學方程，提出，可以計算不同條件下飛行器平衡狀態的章動角、進動角速度及相對滾轉角。 一種，包括以下步驟: 步驟一、獲取所要分析的再入飛行器的彈體結構參數及飛行條件參數； 步驟二、使用氣動分析軟件或通過風洞試驗，獲取飛行條件下飛行器的空氣動力系數； 步驟三、指定各狀態量的初始點，分別為章動角δ、進動角速度^及相對滾轉角Y *的三個初始狀態δ。、‘、f0 ; 步驟四、根據步驟三得到的初始點，使用非線性方程組求解工具解算非線性方程組，得到平衡狀態下的章動角δ ρ、進動角速度及相對滾轉角 步驟五、判斷步驟四中得到的平衡狀態下的章動角δ P、進動角速度及相對滾轉角V；是否可行，如果不可行，則修改各狀態量的初始值，重復步驟三、四，直至結果可行； 步驟六、得到當前飛行條件下平衡狀態的可行解后，若還需要計算其它飛行條件下的平衡點數值，則改變飛行參數，重復步驟一至五，若不再需要計算新的狀態，則控制飛行器平衡運動狀態方法結束。 步驟四中采用非線性方程組求解工具解算下述非線性方程組，得到平衡狀態下的章動角δ ρ、進動角速度及相對滾轉角 Cdr^iZ+ //?-,r ζωνω, —Mtr^sinacos+ caa)§Sco%a 一sin/3) = 0.*釋.M1胃β f 2 Λ (yr-y.)a>rca? I+.愚三-cos +ff/^:1taxor)^S￡ ^' Λ Jr )'—' +m7z -￡---.....0)丨敗-^(cr^Scosamsfi + (cvi) + cFva)qS%mm -β^Scosa$?ηβ) =0 'L Jfmx'fJ (Ji' — Tr) co/a, + (///r0 +///^cyr + n^'}i ficoJgSL = 0 其中，1? = C/,cosδΡ f my = ~~ζΡcossinδΡ， ωζ =ζρsinγ￥ρsinSp % a - arctan (tan δΡ cos γ*β)，β = arcsin (sin δρ sin γ*ρ).! In1-除滑塊外全彈質量;m2-滑塊質量；Jx_x向轉動慣量；Jy_y向轉動慣量；Jz_z向轉動慣量；z_滑塊偏尚彈體縱向對稱面的距尚；S_特征面積；L_特征長度' f = -云力 2 壓，Cx-阻力系數；Cy(r彈體不對稱導致的零攻角下的升力系數-升力系數對攻角的導數；-滾轉阻尼力矩系數導數；4 -偏航力矩對側滑角的導數；-偏航阻尼力矩系數導數 -偏航方向馬格努斯力矩系數導數；mz(1-彈體不對稱導致的零攻角下的俯仰力矩系數；νξ -俯仰力矩系數對攻角的導數；《-俯仰阻尼力矩系數導數；Wfr-俯仰方向馬格努斯力矩系數導數。 本專利技術的有益效果: 本專利技術可以計算出不同飛行條件下，變質心控制飛行器平衡狀態的章動角、進動角速度及相對滾轉角。使用該數值計算方法計算變質心控制飛行器平衡點的狀態量，具有求解原理簡單，解算精度高的優點。通過計算不同彈體結構參數、氣動參數及控制參數(如滑塊偏移距離z)條件下的平衡點數值，可以分析各參數對飛行器平衡運動狀態的影響，從而為再入飛行器的結構氣動設計、動態特性分析、控制系統參數設計、制導律設計等工作提供依據。 【專利附圖】【附圖說明】 圖1不對稱單滑塊變質心控制飛行器側視圖； 圖2不對稱單滑塊變質心控制飛行器后視圖； 圖3單滑塊變質心控制飛行器平衡運動狀態數值計算方法流程圖； 圖4章動角及進動角定義示意圖； 圖5平衡狀態下的章動角隨滑塊偏移距離變化曲線； 圖6平衡狀態下的進動角速度隨滑塊偏移距離變化曲線； 圖7平衡狀態下的相對滾轉角隨滑塊偏移距離變化曲線。 【具體實施方式】 本專利技術所提出的方法適用于計算單滑塊變質心控制飛行器平衡狀態下的章動角、進動角速度及相對滾轉角。下面以某再入飛行器模型為例，說明具體的計算步驟。 I)給出飛行器結構參數及飛行條件參數 Iii1 = 40kg, m2 = lkg, Jx = 2kg.m2, Jy = 20kg.m2, Jz = 19.5kg.m2, S = 0.1m2, L=L 25m, z = 0.05m, q = I X 106kg.m/s2。 2)按氣動參數的定義，給出飛行器的動壓及各氣動系數值 cx = 0.12，Cy0 = -0.05， ct =3$ 靡:，=? mi = SA，mmJ = -2xl0..4s$= 0, yλ*jj mz0 = 0.01, nt =-0,3? =—2xl (T4s，= 0 ? 3)指定解算本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種單滑塊變質心控制飛行器平衡運動狀態方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟一、獲取所要分析的再入飛行器的彈體結構參數及飛行條件參數；步驟二、使用氣動分析軟件或通過風洞試驗，獲取飛行條件下飛行器的空氣動力系數；步驟三、指定各狀態量的初始點，分別為章動角δ、進動角速度及相對滾轉角γ*的三個初始狀態δ0、步驟四、根據步驟三得到的初始點，使用非線性方程組求解工具解算非線性方程組，得到平衡狀態下的章動角δP、進動角速度及相對滾轉角步驟五、判斷步驟四中得到的平衡狀態下的章動角δP、進動角速度及相對滾轉角是否可行,如果不可行，則修改各狀態量的初始值，重復步驟三、四，直至結果可行；步驟六、得到當前飛行條件下平衡狀態的可行解后，若還需要計算其它飛行條件下的平衡點數值，則改變飛行參數，重復步驟一至五，若不再需要計算新的狀態，則控制飛行器平衡運動狀態方法結束。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：梅躍松，王亞飛，許諾，張思宇，陳方正，李品磊，
申請(專利權)人：北京理工大學，
類型：發明
國別省市：北京;11