[發明專利]一種飛行器氣動布局調整方法、裝置及電子設備

有效

• 申請號: 201811279409.6
• 申請日: 2018-10-30
• 公開（公告）號: CN109472073B
• 公開（公告）日: 2023-03-31
• 發明（設計）人: 邵干;袁利平;海爾瀚;蔡巧言;趙大海;鄭宏濤;張建英;劉剛;康建斌;李洋;步召杰;石慶峰;郎鵬飛;李然;邱豐
• 申請（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;B64F5/00;G06F111/04;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 劉潔

本發明公開了一種飛行器氣動布局調整方法、裝置及電子設備，屬于飛行器設計技術領域。本發明通過根據各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼?方向舵交聯參數，以根據上述參數將各彈道狀態點劃分至傳統控制策略或耦合控制策略可控區域或非可控區域，并通過調整對應的橫航向組合穩定性參數和副翼?方向舵交聯參數，將位于非可控區域內的彈道狀態點調整至可控區域，并根據調整后的參數調整初始的氣動布局，充分利用耦合可控區間，利用了飛行器橫向和航向之間的耦合效應，大大降低了對飛行器控制能力需求，充分挖掘了飛行器控制潛力以放寬控制能力設計約束，從而減小了對控制舵面的結構尺寸的要求，降低了整機重量和舵機能耗。

技術領域

本發明涉及一種飛行器氣動布局調整方法、裝置及電子設備，屬于飛行器設計領域。

背景技術

飛行器在設計時先由總體專業和氣動專業進行總體原始數據及氣動原始數據的設計，得到總體參數、氣動參數及預期飛行包線等數據，然后將得到的數據提供給控制專業使控制專業根據上述參數進行控制系統設計。

現有方法，在進行氣動布局設計時，常采用傳統靜穩定性判據來初步及進行氣動布局的優化調整。上述氣動布局設計方法，主要適用于飛行范圍較窄的飛行器，對于飛行空域、速域范圍都較大的飛行器而言，采用上述方法需要兼顧全速域、全空域范圍內的氣動特性，尤其是大馬赫數、大迎角狀態，所設計飛行器的控制舵面的尺寸很大，從而增加整機重量和舵機能耗。

發明內容

針對現有技術中存在的問題，本發明提供了一種飛行器氣動布局調整方法及裝置，本發明充分挖掘了飛行器控制潛力以放寬控制能力設計約束，從而減小了對控制舵面的結構尺寸的要求，降低了整機重量和舵機能耗。

為實現上述發明目的，本發明提供如下技術方案：

一種飛行器氣動布局調整方法，包括：

獲取飛行器初始設計參數，并根據所述初始設計參數確定飛行器各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數；

以所述橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數為橫縱坐標，建立平面坐標系；

根據預設邊界將所述平面坐標系劃分成第一區間、第二區間和第三區間，所述第一區間為傳統控制策略可控區間，第二區間為耦合控制策略可控區間，第三區間為所述傳統控制策略和耦合控制策略均不可控區間；

根據確定的各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數，確定各飛行彈道狀態點所在區間；

根據位于所述第三區間內各飛行彈道狀態點與所述第一區間及第二區間的位置關系，調整位于所述第三區間的各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數；

根據調整后的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數，調整初始氣動布局。

在一可選實施例中，所述的根據所述初始設計參數確定飛行器各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數，包括：

根據下式確定飛行器各飛行彈道狀態點對應的橫航向組合穩定性參數和副翼-方向舵交聯參數：

其中：LDCSP為橫航向組合穩定性參數；ARIP為副翼-方向舵交聯參數；分別為第i個彈道狀態點航向穩定性導數、滾轉穩定性導數、航向副翼操縱導數、滾轉副翼操縱導數、航向方向舵操縱導數及滾轉方向舵操縱導數；α_i^*為第i個彈道狀態點的迎角。

在一可選實施例中，所述的根據預設邊界將所述平面坐標系劃分成第一區間、第二區間和第三區間，包括：令所述平面坐標系中：

-1≤LDCSP＜-0.5且ARIP＜3的區域為第一區間的第一子區間；