[发明专利]一种飞行器姿态控制方法

说明书

本发明公开了一种飞行器姿态控制方法，涉及飞行器气动力特性预测领域，本方法采用了全流域适用的统一气体动理学方法对飞行器绕流流场进行数值模拟，得到相对于Euler无粘解的粘性干扰量，建立了全流域适用的粘性干扰模型，基于此模型，能够快速、准确预测飞行器全流域气动力和力矩特性，基于飞行器全流域气动力和力矩特性利用控制系统对飞行器的姿态进行控制。

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及一种飞行器姿态控制方法。

背景技术

在飞行器控制中，控制系统可以根据飞行器的气动力系数和力矩系数对飞行器进行控制，因此快速获得飞行器的气动特性至关重要。常用的快速方法是求解Euler方程的方法。但是该方法不能考虑气体粘性的影响，对于一些重要参数如升阻比的预测，与真实结果偏差较大。较为准确的方法是求解计及气体粘性的NS方程，通过与Euler方程结果的比较，得到气体粘性对飞行器气动特性的影响量。建立影响量与某些参数如粘性干扰系数之间的数学模型。在实际应用中，只要知道了Euler方程的结果，就可以通过上述数学模型得到对应高度、马赫数条件下NS方程的结果。这种方法仅仅适用于连续性假设成立的连续流域。

然而，真实飞行条件下随着速度和高度进一步变大，气体分子远离平衡态，稀薄效应变得不可忽略，导致飞行器的气动特性相比于连续流有了较大差异，NS方程不再成立，这一区域内飞行器气动力特性预测缺少合适快速方法，进而缺少快速的飞行器姿态控制方法。

发明内容

针对上述问题，本发明提出了一种飞行器姿态控制方法，本方法不仅能够在连续流域适用，也能够在连续介质假设不成立的稀薄过渡流域适用。

为实现上述目的，本发明提供了一种飞行器姿态控制方法，所述方法包括：

步骤1：设定飞行器的来流马赫数和来流攻角的取值范围，基于上述取值范围获得第一来流马赫数和第一来流攻角；

步骤2：计算在所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角下所述飞行器的第一气动力系数和第一力矩系数；

步骤3：计算获得所述飞行器在不同高度下的第二气动力系数和第二力矩系数；

步骤4：所述第二气动力系数减去所述第一气动力系数获得气动力系数干扰量，所述第二力矩系数减去所述第一力矩系数获得力矩系数干扰量，基于所述气动力系数干扰量或所述力矩系数干扰量获得第一粘性干扰量；

步骤5：计算获得所述飞行器在不同高度下的第一粘性干扰参数；

步骤6：以所述第一粘性干扰量为因变量，所述第一粘性干扰参数、所述第一来流马赫数和所述第一来流攻角为自变量，建立所述因变量与所述自变量之间的函数关系，得到粘性干扰模型；

步骤7：将所述粘性干扰模型搭载至所述飞行器的机载控制设备中；

步骤8：在所述飞行器飞行过程中，获得当前飞行状态下的第一高度、第二来流马赫数和第二来流攻角；

步骤9：计算获得所述飞行器在所述第一高度、所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下的第二粘性干扰参数；

步骤10：计算在所述第二来流马赫数和所述第二来流攻角下所述飞行器的第三气动力系数和第三力矩系数；

步骤11：将所述第二粘性干扰参数带入所述粘性干扰模型获得第二粘性干扰量；

步骤12：将所述第二粘性干扰量与所述第三气动力系数和所述第三力矩系数进行叠加，获得所述飞行器的预测气动力系数和预测力矩系数；

步骤13：所述机载控制设备判断所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个是否超过对应的设定阈值，若所述预测气动力系数和所述预测力矩系数中的任意一个超过对应的设定阈值，则所述机载控制设备对所述飞行器的姿态进行控制。