【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于船舶与海洋工程，涉及舰载直升机动力学配平方法，尤其涉及一种舰载直升机六力素方程配平方法及系统。
技术介绍
1、直升机动力学模型配平是指在设计或分析直升机的飞行性能时，通过调整相关参数，使得直升机在特定飞行状态下保持平衡的过程，该过程是直升机动力学验证过程中非常重要的一环，直接关系到直升机动力学系统理论上的飞行性能及安全性。
2、直升机配平过程是求解在特定操纵及姿态状态下，使直升机在目标环境中所受重力、惯性力、气动力平衡，从而保持机身受力平衡的过程。机身受力平衡方程是非线性方程组，方程组的求解通常使用数值计算方法进行，其中涉及到的参数包括操纵量以及姿态量，目前传统直升机动力学模型配平方法使用newton-raphson数值方法进行求解，通过反复迭代，得到满足收敛精度的解时停止迭代。但传统方法往往受限制于初始值的设定，并且其数值解求解仅局限于局部范围，无法在符合物理约束的全局范围内进行数值解搜索，这使配平求解过程需要一定的先验数据进行辅助，难以适应复杂工况的变化情况。
3、传统直升机动力学模型配平采用的newton迭代法对于初始值具有较高要求，且最终的迭代结果往往为局部计算结果，对于复杂动力学方程来说，其数值解具有求解难度高，易陷入局部最优的缺点，而直升机动力学系统通常在目标工况下存在较多相似精度的解区间，并且由于直升机配平结果（操纵量、姿态量）通常受一定物理因素的限制，故如何在一定区间范围内求解动力学系统的全局配平结果成为提升配平方法求解效率以及可解释性的技术难点。
4、随着智能群
5、通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
6、（1）随着直升机动力学的不断发展，高置信度的动力学方程中加入大量的气动干扰项以及更为复杂的旋翼摆振、挥舞影响，使得六力素方程非线性程度大幅增加，进而使六力素方程配平精度、求解效率迎来更大的挑战。目前传统直升机动力学模型配平方法受限制于初始值的设定，且数值解求解仅局限于局部范围，无法在符合物理约束的全局范围内进行数值解搜索，使配平求解过程需要一定的先验数据进行辅助，难以适应复杂工况的变化情况。除此之外，各国学者也有利用解决非凸问题的优化算法进行相关配平工作，但在算法性能以及适应度函数的设定方面存在一定欠缺，使配平结果的精度和效率仍有进一步提升的空间。
7、（2）传统的直升机动力学模型配平采用的newton迭代法对于初始值具有较高要求，且最终的迭代结果往往为局部计算结果，对于复杂动力学方程来说，其数值解具有求解难度高，易陷入局部最优的缺点。而后续的混和遗传算法和ga-lm算法在全局搜索能力上也存在欠缺，并且其算子更新规则易使算法在更高维的求解过程中陷入局部最优的困境。
技术实现思路
1、为克服相关技术中存在的问题，本专利技术公开实施例提供了一种舰载直升机六力素方程配平方法及系统，尤其涉及一种基于麻雀搜索算法的舰载直升机六力素方程配平方法及系统，所述技术方案如下：
2、本专利技术是这样实现的，舰载直升机六力素方程配平方法，包括：
3、s1，设定目标直升机配平初始姿态量及风场环境信息；
4、s2，定义目标直升机六力素方程组并限定配平求解量；
5、s3，设定ssa算法基本参量以及配平区间；
6、s4，ssa算法内部算子更新法则设定；
7、s5，六力素方程平均最优配平结果求解及统计。
8、在步骤s1中，设定目标直升机配平初始姿态量及风场环境信息，包括：设定直升机初始姿态量与环境风场信息；
9、其中，直升机初始姿态量为直升机机身所处的位姿状态，初始姿态共设定3个姿态角参数以及1个飞行速度参数，依次表示为：初始横摇角度、初始纵摇角度、初始艏摇角度、飞行速度；
10、环境风场信息表示目标直升机进行配平计算时所设定的工况环境，参数含有风向、风速2个风场参数，依次表示为：风向角、风速；以上参数均为标量，所有的角度量单位均为，所有速度量单位均为。
11、在步骤s2中，将直升机初始姿态量与环境风场信息作为初始参数，基于直升机受力平衡条件，建立直升机六力素方程，六力素分别对应三个机身受力、三个机身所受力矩，受力情况均表示在机体坐标系；三个机身受力分别对应后向力、侧向力和拉力，依次表示为：后向力、侧向力、拉力；三个机身所受力矩分别对应滚转力矩、俯仰力矩、反扭矩。
12、在步骤s2中，定义目标直升机六力素方程组,包括：
13、三个旋翼受力依次表示为：旋翼所受后向力、旋翼所受侧向力、旋翼所受拉力；
14、三个旋翼所受力矩依次表示为：旋翼所受滚转力矩、旋翼所受俯仰力矩、旋翼所受反扭矩；
15、一个尾桨受力表示为：尾桨所受侧向力；
16、三个尾桨所受力矩依次表示为：尾桨所受滚转力矩、尾桨所受俯仰力矩、尾桨所受反扭矩；
17、两个平尾受力依次表示为：平尾所受后向力、平尾所受拉力；
18、两个垂尾受力依次表示为：垂尾所受后向力、垂尾所受侧向力；
19、三个垂尾所受力矩依次表示为：垂尾所受滚转力矩、垂尾所受俯仰力矩、垂尾所受反扭矩；
20、三个机身受力依次表示为：机身所受后向力、机身所受侧向力、机身所受拉力；
21、三个机身所受力矩依次表示为：机身所受滚转力矩、机身所受俯仰力矩、机身所受反扭矩；
22、直升机所受重力在各方向的分量依次表示为：直升机所受重力在后向的分量为、直升机所受重力在后向的分量为、直升机所受重力在后向的分量为；
23、六力素方程按照如下结构构造：
24、。
25、在步骤s2中，六力素方程配配平求解量分为两类，第一类是直升机操纵量，第二类为直升机姿态量；
26、操纵量包括：旋翼总距、尾桨总距、旋翼横向周期变距、旋翼纵向周期变距；
27、姿态量为直升机机身的位姿状态，包括：直升机纵摇角度、横摇角度；六力素方程的配平求解过程中，各力和力矩是设定配平量的函数；
28、六力素方程表示为：
29、。
30、在步骤s3中，设定ssa算法基本参量，包括：
31、在确定的六力素方程与配平求解量的基础上，利用麻雀搜索算法对方程进行配平求解；麻雀搜索算法模拟麻雀种群觅食过程，麻雀为算法中迭代算子，在六力素方程配平求解问题中，空间维度由配平求解量个数决定，设定维搜索空间中有个麻雀，每本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，该方法包括：
2.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S1中，设定目标直升机配平初始姿态量及风场环境信息，包括：设定直升机初始姿态量与环境风场信息；
3.根据权利要求2所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S2中，将直升机初始姿态量与环境风场信息作为初始参数，基于直升机受力平衡条件，建立直升机六力素方程，六力素分别对应三个机身受力、三个机身所受力矩，受力情况均表示在机体坐标系；三个机身受力分别对应后向力、侧向力和拉力，依次表示为：后向力、侧向力、拉力；三个机身所受力矩分别对应滚转力矩、俯仰力矩、反扭矩。
4.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S2中，定义目标直升机六力素方程组,包括：
5.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S2中，六力素方程配配平求解量分为两类，第一类是直升机操纵量，第二类为直升机姿态量；
6.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法
7.根据权利要求6所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，SSA算法通过定义新的适应度函数，改善SSA算法适应度计算方式，使算法在迭代的过程中计算出的结果符合直升机动力学六力素方程达到受力平衡的要求；通过融入直升机动力学先验知识，设定各配平量的搜索范围，并通过离散搜索范围，将SSA算法特化，用于解决六力素方程配平问题，避免出现不符合实际操纵要求的配平结果；
8.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S4中，SSA算法内部算子更新法则设定，包括：
9.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤S5中，六力素方程平均最优配平结果求解及统计，包括：
10.一种舰载直升机六力素方程配平系统，其特征在于，该系统用于对权利要求1-9任一项所述的舰载直升机六力素方程配平方法进行调控，该系统包括：
...【技术特征摘要】
1.一种舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，该方法包括：
2.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤s1中，设定目标直升机配平初始姿态量及风场环境信息，包括：设定直升机初始姿态量与环境风场信息；
3.根据权利要求2所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤s2中，将直升机初始姿态量与环境风场信息作为初始参数，基于直升机受力平衡条件，建立直升机六力素方程，六力素分别对应三个机身受力、三个机身所受力矩，受力情况均表示在机体坐标系；三个机身受力分别对应后向力、侧向力和拉力，依次表示为：后向力、侧向力、拉力；三个机身所受力矩分别对应滚转力矩、俯仰力矩、反扭矩。
4.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤s2中，定义目标直升机六力素方程组,包括：
5.根据权利要求1所述的舰载直升机六力素方程配平方法，其特征在于，在步骤s2中，六力素方程配配平求解量分为两类，第一类是直升机操纵量，第二类为直升机姿态量；...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄礼敏，王向鲁，陈航宇，李貌，
申请(专利权)人：青岛哈尔滨工程大学创新发展中心，
类型：发明
国别省市：
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