[发明专利]基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统

说明书

本发明公开了基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统，涉及飞行器控制领域，包括：获得飞行器外形信息以及与飞行器相关的N个计算状态，获得飞行器的物理空间网格；基于来流条件构建第一流场，基于第一流场和物理空间网格对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算得到对应的气动力系数或气动力矩系数，基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制，本发明降低了飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。

技术领域

本发明涉及飞行器控制领域，具体地，涉及基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统。

背景技术

在飞行器装机气动力数据库建设以及许多工程应用过程中，需要通过建模得到气动力/力矩的表达式，这一过程中给定正确的力/力矩静导数十分重要。以俯仰力矩静导数为例，该静导数通常定义为俯仰力矩随攻角的变化率。飞行器平衡位置时俯仰力矩静导数为负，表明飞行器具有纵向静稳定性，意味着当飞行器由平衡位置偏离某个小角度时，俯仰力矩的作用朝着返回原来平衡位置的方向。反之，俯仰力矩静导数为正，表明飞行器不具有纵向静稳定性，意味着当飞行器由平衡位置偏离某个小角度时，俯仰力矩的作用朝着偏离原来平衡位置的方向。根据静导数的符号以及准确数值，飞行器控制系统能够根据姿态角的变化对飞行器飞行姿态进行实时调整，确保飞行安全。

在高空条件下，传统的求解NS方程的方法失效。通常固定来流高度、来流马赫数，采用统一气体动理学方法进行一定攻角/侧滑角范围内每个攻角/侧滑角的模拟，以便获得高空条件下随攻角/侧滑角变化的气动力/力矩曲线。进而求得力/力矩关于攻角/侧滑角的静导数。

统一气体动理学方法是一种适用于全流域的数值模拟方法，在高空条件下具有模拟精度高的特点。但是这种方法不仅仅需要在物理空间进行离散，还需要对速度空间进行离散，因而计算量很大。一个统一气体动理学方法状态的计算量要比常规NS方程状态计算量高4-5个量级，通常统一气体动理学方法数值模拟都是在高性能计算机集群上采用千核以上并行计算。要想确保力/力矩静导数的计算精度，需要攻角/侧滑角间隔不能太大。因而得到一条高精度的随攻角/侧滑角变化的气动力/力矩曲线，需要几个甚至十几个攻角/侧滑角的计算结果，总的计算代价很高。

发明内容

本发明目的是降低飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。

为实现上述发明目的，本发明提供了一种基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法，所述方法包括：

步骤1：获得飞行器外形信息以及与所述飞行器相关的N个计算状态，N个计算状态分别为计算状态1至计算状态N，每个计算状态均包括以下参数：飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，其中，当飞行器攻角为变量时，N个计算状态分别对应的攻角为：、、、…和，攻角间隔为；当飞行器侧滑角为变量时，N个计算状态分别对应的侧滑角为：、、、…和，侧滑角间隔为；

步骤2：基于飞行器外形信息构建飞行器的表面网格，基于飞行器高度、飞行马赫数、飞行器攻角范围或飞行器侧滑角范围设定飞行器网格的外边界，在所述飞行器的表面网格与所述外边界之间生成第一物理空间网格；

步骤3：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对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；