单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态方法技术

本发明专利技术提出单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态方法，可以计算不同条件下飞行器平衡状态的章动角、进动角速度及相对滚转角。步骤一、获取所要分析的再入飞行器的弹体结构参数及飞行条件参数；步骤二、使用气动分析软件或通过风洞试验，获取飞行条件下飞行器的空气动力系数；步骤三、指定各状态量的初始点；步骤四、得到平衡状态下的章动角、进动角速度及相对滚转角；步骤五、判断步骤四中得到的平衡状态下的章动角、进动角速度及相对滚转角是否可行,如果不可行，则修改各状态量的初始值，重复步骤三、四，直至结果可行；步骤六、若还需要计算其它飞行条件下的平衡点数值，则改变飞行参数，重复步骤一至五，若不再需要计算新的状态，则控制飞行器平衡运动状态方法结束。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术提出，可以计算不同条件下飞行器平衡状态的章动角、进动角速度及相对滚转角。步骤一、获取所要分析的再入飞行器的弹体结构参数及飞行条件参数；步骤二、使用气动分析软件或通过风洞试验，获取飞行条件下飞行器的空气动力系数；步骤三、指定各状态量的初始点；步骤四、得到平衡状态下的章动角、进动角速度及相对滚转角；步骤五、判断步骤四中得到的平衡状态下的章动角、进动角速度及相对滚转角是否可行,如果不可行，则修改各状态量的初始值，重复步骤三、四，直至结果可行；步骤六、若还需要计算其它飞行条件下的平衡点数值，则改变飞行参数，重复步骤一至五，若不再需要计算新的状态，则控制飞行器平衡运动状态方法结束。【专利说明】
本专利技术涉及一种，可广泛应用于再入飞行器的动态特性分析、单滑块变质心控制执行机构参数设计等领域。
技术介绍
变质心控制(Moving mass control,国内也称为质量矩控制)是通过质心偏移来达到控制目的的方法，与通过改变力的方式来影响作用在飞行器上控制力矩的方法(如气动舵，配平翼、喷气推力)不同，变质心控制是通过改变力臂的方式来影响控制力矩。偏移质心可以通过移动飞行器内部活动部件实现，如移动弹头的战斗部等。 变质心控制按照执行机构的数量不同主要可分为单滑块控制、双滑块控制及三滑块控制。其中单滑块控制的飞行器通常具有非对称的结构外形，以产生大小不可调节的升力以使得飞行器具有法向过载能力。通过控制滑块相对于质心的偏移可以控制飞行器的滚转姿态，进而控制升力的方向，达到控制飞行器过载方向的目的。变质心控制飞行器的姿态运动是典型的非线性环节，其非线性运动及其稳定性与线性运动及其稳定性相比有很多特点，如不具有叠加性，固有频率与起始条件、振幅大小有关，可能存在多个非零的极限运动等。对非对称变质心控制飞行器平衡运动状态的分析一直是此类非线性系统动力学特性研究的重点。这一方面是受研究方法及数学工具的限制，另一方面也是因为平衡状态是飞行器在飞行过程的典型运动状态，因此对平衡点的研究具有极为重要的意义。 平衡点的求解方法主要有两种:数值计算方法，解析计算方法。对于高维非线性系统，其平衡点的解析表达式一般很难取得，需通过适当的模型简化方可求得近似解析表达式，但模型简化必然带来解算结果精确性下降的问题。而数值计算方法相比于解析法计算量大，但求解原理简单，解算精度高，是复杂非线性系统平衡点求解的主要方法。目前，尚未有关于单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态的数值计算方法公开发表。
技术实现思路
针对上述问题，本专利技术基于单滑块变质心控制飞行器非线性动力学方程，提出，可以计算不同条件下飞行器平衡状态的章动角、进动角速度及相对滚转角。 一种，包括以下步骤: 步骤一、获取所要分析的再入飞行器的弹体结构参数及飞行条件参数； 步骤二、使用气动分析软件或通过风洞试验，获取飞行条件下飞行器的空气动力系数； 步骤三、指定各状态量的初始点，分别为章动角δ、进动角速度^及相对滚转角Y *的三个初始状态δ。、‘、f0 ; 步骤四、根据步骤三得到的初始点，使用非线性方程组求解工具解算非线性方程组，得到平衡状态下的章动角δ ρ、进动角速度及相对滚转角 步骤五、判断步骤四中得到的平衡状态下的章动角δ P、进动角速度及相对滚转角V；是否可行，如果不可行，则修改各状态量的初始值，重复步骤三、四，直至结果可行； 步骤六、得到当前飞行条件下平衡状态的可行解后，若还需要计算其它飞行条件下的平衡点数值，则改变飞行参数，重复步骤一至五，若不再需要计算新的状态，则控制飞行器平衡运动状态方法结束。 步骤四中采用非线性方程组求解工具解算下述非线性方程组，得到平衡状态下的章动角δ ρ、进动角速度及相对滚转角 Cdr^iZ+ //?-,r ζωνω, —Mtr^sinacos+ caa)§Sco%a 一sin/3) = 0.*释.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$?ηβ) =0 'L Jfmx'fJ (Ji' — Tr) co/a, + (///r0 +///^cyr + n^'}i ficoJgSL = 0 其中，1? = C/,cosδΡ f my = ~~ζΡcossinδΡ， ωζ =ζρsinγ￥ρsinSp % a - arctan (tan δΡ cos γ*β)，β = arcsin (sin δρ sin γ*ρ).! In1-除滑块外全弹质量;m2-滑块质量；Jx_x向转动惯量；Jy_y向转动惯量；Jz_z向转动惯量；z_滑块偏尚弹体纵向对称面的距尚；S_特征面积；L_特征长度' f = -云力 2 压，Cx-阻力系数；Cy(r弹体不对称导致的零攻角下的升力系数-升力系数对攻角的导数；-滚转阻尼力矩系数导数；4 -偏航力矩对侧滑角的导数；-偏航阻尼力矩系数导数 -偏航方向马格努斯力矩系数导数；mz(1-弹体不对称导致的零攻角下的俯仰力矩系数；νξ -俯仰力矩系数对攻角的导数；《-俯仰阻尼力矩系数导数；Wfr-俯仰方向马格努斯力矩系数导数。 本专利技术的有益效果: 本专利技术可以计算出不同飞行条件下，变质心控制飞行器平衡状态的章动角、进动角速度及相对滚转角。使用该数值计算方法计算变质心控制飞行器平衡点的状态量，具有求解原理简单，解算精度高的优点。通过计算不同弹体结构参数、气动参数及控制参数(如滑块偏移距离z)条件下的平衡点数值，可以分析各参数对飞行器平衡运动状态的影响，从而为再入飞行器的结构气动设计、动态特性分析、控制系统参数设计、制导律设计等工作提供依据。 【专利附图】【附图说明】 图1不对称单滑块变质心控制飞行器侧视图； 图2不对称单滑块变质心控制飞行器后视图； 图3单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态数值计算方法流程图； 图4章动角及进动角定义示意图； 图5平衡状态下的章动角随滑块偏移距离变化曲线； 图6平衡状态下的进动角速度随滑块偏移距离变化曲线； 图7平衡状态下的相对滚转角随滑块偏移距离变化曲线。 【具体实施方式】 本专利技术所提出的方法适用于计算单滑块变质心控制飞行器平衡状态下的章动角、进动角速度及相对滚转角。下面以某再入飞行器模型为例，说明具体的计算步骤。 I)给出飞行器结构参数及飞行条件参数 Iii1 = 40kg, m2 = lkg, Jx = 2kg.m2, Jy = 20kg.m2, Jz = 19.5kg.m2, S = 0.1m2, L=L 25m, z = 0.05m, q = I X 106kg.m/s2。 2)按气动参数的定义，给出飞行器的动压及各气动系数值 cx = 0.12，Cy0 = -0.05， ct =3$ 靡:，=? mi = SA，mmJ = -2xl0..4s$= 0, yλ*jj mz0 = 0.01, nt =-0,3? =—2xl (T4s，= 0 ? 3)指定解算本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种单滑块变质心控制飞行器平衡运动状态方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、获取所要分析的再入飞行器的弹体结构参数及飞行条件参数；步骤二、使用气动分析软件或通过风洞试验，获取飞行条件下飞行器的空气动力系数；步骤三、指定各状态量的初始点，分别为章动角δ、进动角速度及相对滚转角γ*的三个初始状态δ0、步骤四、根据步骤三得到的初始点，使用非线性方程组求解工具解算非线性方程组，得到平衡状态下的章动角δP、进动角速度及相对滚转角步骤五、判断步骤四中得到的平衡状态下的章动角δP、进动角速度及相对滚转角是否可行,如果不可行，则修改各状态量的初始值，重复步骤三、四，直至结果可行；步骤六、得到当前飞行条件下平衡状态的可行解后，若还需要计算其它飞行条件下的平衡点数值，则改变飞行参数，重复步骤一至五，若不再需要计算新的状态，则控制飞行器平衡运动状态方法结束。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：梅跃松，王亚飞，许诺，张思宇，陈方正，李品磊，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11