一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法技术

本发明专利技术提供了一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法，利用现有的飞行器六自由度刚体运动方程，仅考虑俯仰运动，不考虑滚转与偏航运动，将原方程的输入由原来的升降舵变为俯仰角速率，将原微分方程中状态量俯仰角速率的特性用典型二阶系统来描述，并将飞行器的控制能力限制在角速率的微分方程中；本发明专利技术针对以迎角为输入的质点动力学方程的不足，建立一种基于俯仰角速率输入的质点运动模型,将飞行器控制能力的限制以及姿态运动的影响直接融入到质点动力学方程中，为轨迹规划和制导设计提供模型基础。

【技术实现步骤摘要】
一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法
本专利技术涉及飞行器建模
，主要涉及一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法。
技术介绍
随着航空航天技术的快速发展，飞行器的飞行速度越来越快、飞行高度越来越高、气动布局越来越先进、气动特性越来越复杂、飞行任务越来越多样，这都对控制系统的设计提出了严重的挑战。飞行器飞行过程中马赫数、迎角、高度、动压变化范围很大，不同状态下的气动特性差异大，飞行状态与动力系统耦合严重，姿态运动与质点运动耦合严重。研究姿态运动必须考虑质点运动的影响，研究质点运动也必须考虑姿态运动的影响，而姿态运动又取决于飞行器自身的控制能力。另一方面，受总体、结构、防热系统的限制，飞行器的控制能力有限，不同的飞行状态控制能力不同。在大迎角、大马赫数飞行阶段操纵能力明显不足，其质点运动受其控制能力的严格限制，同时姿态的变化对动力系统影响严重，轨迹规划及制导设计时，必须充分考虑其控制能力的限制，并将姿态变化的影响严格控制在允许的范围内。因此，需要建立考虑控制约束的质点运动模型，以适应姿态运动与质点运动之间的严重耦合。目前，国内外轨迹规划及制导设计时普遍采用以迎角为输入的质点动力学方程，通过规划迎角规划轨迹剖面，并进行制导律的设计与仿真。文献“高超声速飞行器多约束再入轨迹快速优化”(2019，Vol.40(No.7)：758～767)给出了以迎角和倾侧角为输入的高超声速飞行器无量纲三自由度运动方程，文献“Integrationmethodsforaircraftschedulingandtrajectoryoptimizationatabusyterminalmanoeuvringarea”(2019，Vol.41(No.3)：641～681)给出了以迎角和倾侧角为输入的无量纲三自由度运动方程。以迎角为输入的质点动力学方程，虽然可以直接体现迎角的变化及变化率，对于无动力飞行器也可以间接反映对角速率的约束，但是在轨迹设计过程中，还存在一些问题。首先，对于带动力的飞行器，质点动力学方程中迎角的变化并不能直接体现姿态的变化，但是姿态的变化对飞行器的质点运动耦合严重；其次，质点动力学方程中没有体现对控制能力的约束，无法直接判断轨迹设计的合理性。因此，需要构建新的动力学方程，直接融入对姿态变化和控制能力的约束。
技术实现思路
专利技术目的：本专利技术提供了一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法，针对以迎角为输入的质点动力学方程的不足，建立一种基于俯仰角速率输入的质点运动模型,适应面对称飞行器质点运动与姿态运动之间严重的耦合影响，将飞行器控制能力的限制以及姿态运动的影响直接融入到质点动力学方程中，为轨迹规划和制导设计提供模型基础。技术方案：为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1、获取飞行器气动数据；所述气动数据包括机体轴x轴的力系数的基本项Cx0和升降舵产生的增量Cxc、机体轴z轴的力系数的基本项Cz0和升降舵产生的增量Czc、俯仰通道的稳定力矩系数Cm0和控制力矩系数Cmc、俯仰通道的俯仰阻尼导数Cmq和平尾下洗流时差阻尼导数步骤S2、分别建立飞行器气动力系数和气动力矩系数的数学模型；所述气动力系数基本项是马赫数Ma、迎角α和高度H的非线性函数，升降舵产生的气动力系数增量项是马赫数Ma、迎角α、高度H和升降舵δe的非线性函数，气动力系数表示如下：Cx0＝Cx0(Ma,α,H)Cxc＝Cxc(Ma,α,H,δe)Cz0＝Cz0(Ma,α,H)Czc＝Czc(Ma,α,H,δe)所述气动力矩系数包括稳定力矩系数和控制力矩系数两部分，所述稳定力矩系数是马赫数Ma、迎角α和高度H的非线性函数；控制力矩系数是马赫数Ma、迎角α、高度H和升降舵δe的非线性函数；气动力矩系数表示如下：Cm＝Cm0(Ma,α,H)+Cmc(Ma,α,H,δe)所述俯仰通道的阻尼导数是马赫数Ma和迎角α的非线性函数，表示如下：步骤S3、获取飞行器推力数据，所述推力是时间t、马赫数Ma和高度H的非线性函数，具体表示如下：T＝T(t,Ma,H)；步骤S4、根据当前高度H，计算密度ρ和音速VS，并计算出迎角α、速度V、马赫数Ma和动压密度ρ和音速VS表示如下：其中g为重力加速度，e为自然常数；由当前机体轴x轴和z轴的速度U和W，计算当前的迎角α、速度V、马赫数Ma和动压如下：步骤S5、根据发动机推力方向与机体轴x轴的夹角η，计算推力在机体轴x轴和z轴上的分量Tx和Tz：步骤S6、计算满足力矩平衡的升降舵配平舵面δe0；在当前马赫数Ma、迎角α、高度H下，计算满足力矩平衡的升降舵配平舵面δe0，如下：Cmc(Ma,α,H,δe0)＝-Cm0(Ma,α,H)；步骤S7、计算机体系x轴和z轴方向的合力Fx和Fz如下：其中，S为机翼参考面积；步骤S8、计算俯仰角加速度最大值和最小值根据升降舵的最大值δemax和最小值δemin，计算俯仰力矩最大值Mmax和最小值Mmin如下：其中bA为机翼平均气动弦长；计算俯仰角加速度的最大值和最小值如下：其中Iyy为绕机体轴y轴的转动惯量；步骤S9、计算俯仰力矩对俯仰角速率Q、迎角变化率迎角α和升降舵δe的偏导数：其中，Δα为平衡状态下迎角的扰动量，Δδe为平衡状态下升降舵的增量；步骤S10、计算俯仰角速率控制等效模型的频率ωn和阻尼ξ如下：其中Kp为俯仰角速率反馈到升降舵的增益，Kα为迎角反馈到升降舵的增益；步骤S11、建立俯仰角速率控制等效模型,计算俯仰角速率变化率和俯仰角加速度变化率如下：其中Qc为等效模型的输入；步骤S12、计算俯仰角变化率如下：步骤S13、计算机体轴x轴和z轴方向的加速度和如下：步骤S14、计算高度变化率经度变化率和纬度变化率如下：其中，R0为地球半径，ψ为偏航角，取固定值；步骤S15、根据步骤S11-S14的计算结果，构造基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动方程如下：其中状态量x和输入量u分别为：有益效果：本专利技术具备以下优点：(1)以俯仰角速率为输入建立飞行器质点运动模型，将对角速率的约束直接融入到质点运动模型中，且通过对俯仰角速率的约束实现对迎角的约束。(2)建立了俯仰角速率数学模型，将俯仰角速率的模型描述为典型的二阶系统，将控制能力的约束直接融入到质点运动模本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S1、获取飞行器气动数据；所述气动数据包括机体轴x轴的力系数的基本项C

【技术特征摘要】
1.一种基于俯仰角速率输入的飞行器质点运动模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1、获取飞行器气动数据；所述气动数据包括机体轴x轴的力系数的基本项Cx0和升降舵产生的增量Cxc、机体轴z轴的力系数的基本项Cz0和升降舵产生的增量Czc、俯仰通道的稳定力矩系数Cm0和控制力矩系数Cmc、俯仰通道的俯仰阻尼导数Cmq和平尾下洗流时差阻尼导数
步骤S2、分别建立飞行器气动力系数和气动力矩系数的数学模型；
所述气动力系数基本项是马赫数Ma、迎角α和高度H的非线性函数，升降舵产生的气动力系数增量项是马赫数Ma、迎角α、高度H和升降舵δe的非线性函数，气动力系数表示如下：
Cx0＝Cx0(Ma,α,H)
Cxc＝Cxc(Ma,α,H,δe)
Cz0＝Cz0(Ma,α,H)
Czc＝Czc(Ma,α,H,δe)
所述气动力矩系数包括稳定力矩系数和控制力矩系数两部分，所述稳定力矩系数是马赫数Ma、迎角α和高度H的非线性函数；控制力矩系数是马赫数Ma、迎角α、高度H和升降舵δe的非线性函数；气动力矩系数表示如下：
Cm＝Cm0(Ma,α,H)+Cmc(Ma,α,H,δe)
所述俯仰通道的阻尼导数是马赫数Ma和迎角α的非线性函数，表示如下：



步骤S3、获取飞行器推力数据，所述推力是时间t、马赫数Ma和高度H的非线性函数，具体表示如下：
T＝T(t,Ma,H)；
步骤S4、根据当前高度H，计算密度ρ和音速VS，并计算出迎角α、速度V、马赫数Ma和动压
密度ρ和音速VS表示如下：






其中g为重力加速度，e为自然常数；
由当前机体轴x轴和z轴的速度U和W，计算当前的迎角α、速度V、马赫数Ma和动压如下：



步骤S5、根据发动机推力方向与机体轴x轴的夹角η，计算推力在机体轴x轴和z轴上的分量Tx和Tz：



步骤S6、计算满足力矩平衡的升降舵配平舵面δe0；
在当前马赫数Ma、迎角α...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙春贞，孙歌苹，冯巍，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32