[发明专利]一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法

说明书

本发明适用于导弹设计技术领域，提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，本发明基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。

技术领域

本发明涉及导弹设计技术领域，尤其是涉及一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法。

背景技术

铰链力矩是指气流流过飞行器舵面，作用在舵面上的气动力对舵面转轴产生的力矩。在导弹飞行过程中，它是伺服机构必须克服的主要负载力矩，是伺服机构设计的重要原始数据。导弹飞行过程中铰链力矩极值的精确估算对导弹舵面伺服系统的设计极为重要，是选取伺服系统舵机功率的依据，其估算值过大，将会增加伺服系统的重量，造成材料、能源、成本的不必要浪费和导弹性能的降低；其估算值过小会影响导弹的飞行安全。

导弹舵面的铰链力矩与导弹飞行的弹道高度、马赫数、攻角、舵偏角等飞行姿态密切相关。数值仿真和风洞试验是工程上获取铰链力矩的两种主要手段，开展铰链力矩风洞试验需进行专门的风洞试验设计，且无法考虑舵面偏转之间的影响，研究的周期和经费需求均较高。如何高效、精确的获取铰链力矩，是本专利需要重点解决的问题之一。

现有的铰链力矩设计方法，是基于导弹的飞行边界包线范围，结合典型飞行弹道动压，估算导弹飞行过程中的铰链力矩极值，并以此为基础进行舵机功率的选取。该方法存在两方面的问题：一是铰链力矩估算时未考虑沿弹道配平控制时舵面偏转的影响；二是基于飞行边界包线范围的设计，主要考察的是在飞行弹道某点设计飞行马赫数下，导弹在飞行包线最大和最小攻角范围内铰链力矩的极值。对于具有静稳定性的导弹，以上两个问题会导致估算出来的铰链力矩极值过大，带来较大的设计冗余。例如：具有静稳定性的导弹，正攻角配平飞行时需要负的舵偏进行控制配平，在二者叠加作用下使得舵的当地迎角变小，从而使得舵面上的铰链力矩也较小；在飞行弹道某点设计马赫数下，导弹对应的配平飞行攻角也基本确定，基本不会达到飞行包线的最大和最小攻角，从而舵面上的铰链力矩极值也会小于按照飞行包线的最大和最小攻角得到的极值。因此，传统的铰链力矩设计方法，会导致估算得到铰链力矩极值偏大，选取的舵机功率冗余较大。

发明内容

本发明针对现有铰链力矩设计中存在的问题，提出了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法。本发明的铰链力矩设计方法的基本思想是：基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。

本发明为实现上述目的，主要通过以下技术方案实现：

一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，包括以下步骤：

S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和控制舵面铰链力矩系数数据库；

所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数C_A、侧向力系数C_Y、法向力系数C_N、滚转力矩系数C_l、俯仰力矩系数C_m和偏航力矩系数C_n；所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；

所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；