[发明专利]一种基于舵面效率的飞行器控制方法

说明书

本发明公开了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，涉及飞行器控制领域，包括：生成飞行器的第一物理空间网格；基于第一流场和第一物理空间网格进行计算获得第一力矩系数；调整操纵面的舵偏角，生成飞行器的第二物理空间网格；基于第二流场和第二物理空间网格进行计算获得第二力矩系数；基于第一力矩系数、第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；重复执行上述步骤获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；改变所述初始参数的数值，重复上述步骤直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；飞行器控制系统基于舵面效率对飞行器的姿态进行实时控制；本发明能够降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及一种基于舵面效率的飞行器控制方法。

背景技术

对于飞行器来说，控制系统中气动力/力矩通常表示为马赫数、高度、攻角/侧滑角、操纵面偏转角等参数的函数。以俯仰力矩为例，其操纵面通常称为升降舵（或体襟翼），俯仰力矩表达式中升降舵偏转角的系数即为升降舵舵面效率。舵面效率定义为舵面偏转单位角度时所引起的俯仰力矩的改变。类似地，偏航力矩的操纵面称为偏航舵（立尾），滚转力矩的操纵面称为副翼或差动舵。

在较小的舵偏角情形下，力矩与舵偏角的关系通常是线性的。随着舵偏角的增加，二者之间非线性关系明显。在飞行器装机数据中需要准确给出舵面效率，以便控制系统对飞行器姿态进行实时控制。

通常在低空（高度85km及以下），连续性假设成立，可以通过求解NS方程得到不同舵偏条件下的气动特性，进而获得舵面效率。

在高空条件下，传统的求解NS方程的方法失效。通常采用统一气体动理学方法进行不同舵偏角条件下的计算，从而获得舵面效率。

统一气体动理学方法需要在六维空间进行离散，计算量比NS方程计算量要高几个量级。通常统一气体动理学方法都需要在超级计算机上采用数千甚至上万核进行并行计算。根据经验，不同的飞行器攻角下舵面效率是不同的，要想进行准确快速的飞行器控制，就需要知道尽可能多攻角下的舵面效率，包括线性关系段和非线性关系段。因而总的计算代价很高。

发明内容

本发明目的是降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。

为实现上述发明目的，本发明提供了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，所述方法包括：

步骤1：针对具有操纵面的飞行器，设定初始参数和确定飞行器的物理空间网格的外边界范围，所述初始参数包括：飞行高度H、飞行马赫数M、飞行攻角和飞行侧滑角，其中，所述飞行器的物理空间网格包括：操纵面以内区域和操纵面以外区域；

步骤2：在操纵面的舵偏角为零时，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第一物理空间网格；

步骤3：基于所述初始参数设定来流条件，基于所述来流条件构建第一流场，基于所述第一流场和所述第一物理空间网格进行计算获得对应的第一力矩系数；

步骤4：调整操纵面的舵偏角，基于飞行器的外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器的表面网格与所述外边界生成飞行器的第二物理空间网格；其中，所述第二物理空间网格和所述第一物理空间网格具有相同的操纵面以外区域；

步骤5：基于所述初始参数设定来流条件，基于步骤3计算收敛的流场构建第二流场，基于所述第二流场和所述第二物理空间网格进行计算获得对应的第二力矩系数；

步骤6：基于所述第一力矩系数、所述第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；

步骤7：重复步骤4至步骤6，直至获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；

步骤8：改变所述初始参数的数值，重复步骤2至步骤7，直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；