[發(fā)明專利]降低俯仰氣動(dòng)非線性特性的飛行器總體隨控優(yōu)化方法

無效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310057615.3
• 申請(qǐng)日: 2013-02-25
• 公開（公告）號(hào): CN103149841A
• 公開（公告）日: 2013-06-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 林鵬;周軍;周敏;葛振振;許琦
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

1.一種降低俯仰氣動(dòng)非線性特性的飛行器總體隨控優(yōu)化方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟一、選取飛行器俯仰通道的氣動(dòng)非線性特性評(píng)價(jià)指標(biāo)——非線性度的表征模型，即

minf=DONLCm=|Cm(α)-Cm_L(α)||Cm(a)-Cm_L(α)|+|Cm_L(α)|---(1)]]>式中，C_m(α)是飛行器的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)；C_{m_L}(α)為C_m(α)中的線性部分，稱為線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)；

（a）穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_m(α)由飛行器彈身產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_彈身及翼身干擾作用下翼面產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)K_αα·C_翼面構(gòu)成，彈身產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_彈身包括頭部尖椎段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhi1}、頭部截錐段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhi2}及彈身圓柱段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhu}，即

C_m(α)=C_彈身+K_αα·C_翼面=C_{m_zhi1}+C_{m_zhi2}+C_{m_zhu}+K_αα·C_{m_w}????（2）

式中，

①頭部尖椎段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhi1}

Cm_zhil=4sinαcosαsin2θ1(L1tanθ1+L2tanθ2)2Lref(12xcL12-13L13)]]>

②頭部截錐段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhi2}

Cm_zhi2=4sinαcosαsinθ2cosθ2(L1tanθ1+L2tanθ2)2Lref[L1L2tanθ1(xc-Li-12L2)+L22tanθ2(12(xc-L1)-13L2)]]]>

③彈身圓柱段產(chǎn)生的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_zhu}

Cm_zhu=8sin2αL3[xc-L3/2-(L1+L2)]3π(L1tanθ1+L2tanθ2)Lref]]>

式中，L₁為尖錐長(zhǎng)度，L₂為截錐長(zhǎng)度，L₃為柱段長(zhǎng)度，θ₁為尖錐錐角，θ₂為截錐錐角，α為攻角，x_c為質(zhì)心位置，L_ref為參考長(zhǎng)度；

④雙后掠翼面的穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_w}為：

Cm_w=(γ+1)α2SrefLref1+[4(γ+1)M∞α]2{cotλI[b0I2(xc-xs)-23b0I3]-]]>

23cotλII(b0II-b1)3+[cotλII(xc-xs)-b0I(cotλI+cotλII)](b0II-b1)2]]>

+2b0IcotλI(b0II-b1)(xc-xs-b0I)]]>

+[(b0II-b1)cotλII+b0IcotλI][2(xc-b0I-b0II-xc)b1+b12]}]]>

式中，γ為絕熱系數(shù)，S_ref為參考面積，L_ref為參考長(zhǎng)度，λ_I為內(nèi)翼前緣后掠角，λ_II為外翼前緣后掠角，b_0I為內(nèi)翼根弦長(zhǎng)度，b_0II為外翼根弦長(zhǎng)度，b₁為翼面梢弦，x_s為外露翼安裝位置距離彈身頂點(diǎn)的距離，K_αα為翼身干擾系數(shù)；

（b）飛行器的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_L}(α)為穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_m(α)表達(dá)式中的線性部分，包括頭部尖椎段產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_L_zhi1}、頭部截錐段產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_L_zhi2}及收縮尾部產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_wb_L}，即

C_{m_L}(α)=C_{m_L_zhi1}+C_{m_L_zhi2}+C_{m_wb_L}????（3）

式中，

①頭部尖椎段產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_L_zhi1}

Cm_zhil_L=4αsin2θ1(L1tanθ1+L2tanθ2)2Lref(12xcL12-13L13)]]>

②頭部截錐段產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_L_zhi2}

Cm_zhi2_L=4sinθ2cosθ2(L1tanθ1+L2tanθ2)2Lref[12L1L2tanθ1(2xc-2L1-L2)]]>

+L22tan(12(xc-L1)-13L2)]]]>

③收縮尾部產(chǎn)生的線性穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)C_{m_wb_L}

Cm_wb_L=-0.035αξ(1-ηt2)Lref(xc-Lsh-Rmaxηtcotθ3+23Rmaxcotθ3(1-ηt4)1-ηt3)]]>

式中，L₁為尖錐長(zhǎng)度，L₂為截錐長(zhǎng)度，θ₁為尖錐錐角，θ₂為截錐錐角，θ₃為尾部收縮角，α為攻角，x_c為質(zhì)心位置，L_ref為參考長(zhǎng)度，η_t為尾部收縮比，R_max為圓柱部分半徑；

步驟二：確定飛行器外形的總體參數(shù)共同構(gòu)成飛行器氣動(dòng)外形優(yōu)化的決策變量，包括頭部尖椎錐角θ₁，頭部尖椎長(zhǎng)度L₁、頭部截錐錐角θ₂、頭部截錐長(zhǎng)度L₂、圓柱段長(zhǎng)度L₃、收縮尾部長(zhǎng)度L₄、尾部收縮角θ₃、雙后掠翼面的內(nèi)外翼后掠角χ_I和χ_II、雙后掠翼的內(nèi)外翼根弦長(zhǎng)度b_0I和b_0II，即優(yōu)化模型的決策變量向量為：

X=(θ₁，θ₂，θ₃，L₁，L₂，L₃，L₄，χ_I，χ_II，b_0I，b_0II)^T????（4）

步驟三：基于俯仰通道氣動(dòng)非線性特性的飛行器總體隨控優(yōu)化約束確定包含以下兩個(gè)子步驟：

子步驟1：優(yōu)化對(duì)象飛行器特征參數(shù)是總體外形參數(shù)的函數(shù)，分別為：

（a）彈身長(zhǎng)徑比λ_B

λ_B=(L₁+L₂+L₃+L₄)D_max????（5）

（b）頭部長(zhǎng)徑比λ_n

λ_n=(L₁+L₂)/D_max????（6）

（c）尾部長(zhǎng)徑比λ_t

λ_t=L₄/D_max????（7）

（d）尾部收縮比η_t

η_t=1-L₄/(R_maxcotθ₃)????（8）

（e）尾部截面面積S_d

S_d=π(η_tR_max)²????（9）

（f）毛機(jī)翼面積S

S=b_0I²cotχ_I+b_0II(b_0Icotχ_I+l/2)????（10）

（g）外露翼展弦比λ_k

λk=λ(1-Dmaxl)[1-(Dmax/l)(η-1)(η+1)]---(11)]]>

（h）外露翼根梢比η_k

ηk=1+Dmaxl(η-1)---(12)]]>式中，λ為毛機(jī)翼展弦比，λ=l²/S，l為毛機(jī)翼展長(zhǎng)，L₁為尖錐長(zhǎng)度，L₂為截錐長(zhǎng)度，L₃為柱段長(zhǎng)度，L₄為收縮尾部長(zhǎng)度，D_max為彈體最大直徑，D_max=2R_max，θ₃為尾部收縮角，η為毛機(jī)翼的根梢比，η=(b_0I+b_0II)/b₁，b_0I為毛機(jī)翼的內(nèi)翼根弦長(zhǎng)度，b_0II為毛機(jī)翼的外翼根弦長(zhǎng)度，b₁為翼面梢弦；

設(shè)定各參數(shù)變化范圍為±m(xù)％，0≤m≤5；設(shè)k=m％，即得到以下約束條件：

(1-k)λB_0≤λB≤(1+k)λB_0(1-k)λn_0≤λn≤(1+k)λn_0(1-k)λt_0≤λt≤(1+k)λt_0(1-k)ηt_0≤ηt≤(1+k)ηt_0(1-k)ηd_0≤Sd≤(1+k)Sd_0(1-k)S_0≤S≤(1+k)S_0(1-k)λk_0≤λk≤(1+k)λk_0(1-k)ηk_0≤ηk≤(1+k)ηk_0---(13)]]>其中，由飛行器基準(zhǔn)外形特征參數(shù)允許的變化范圍確定m大小，λ_{B_0}、λ_{n_0}、λ_{t_0}、η_{t_0}、S_{d_0}、S_{_0}、λ_{k_0}、η_{k_0}分別為未優(yōu)化基準(zhǔn)外形的彈身長(zhǎng)徑比、頭部長(zhǎng)徑比、尾部長(zhǎng)徑比、尾部收縮比、尾部截面面積、毛機(jī)翼面積、外露翼展弦比、外露翼根梢比；

子步驟2：基于飛行器基準(zhǔn)外形不變確定優(yōu)化約束條件；

尋優(yōu)算法包括：

（a）飛行器毛機(jī)翼安裝在彈體頭部與圓柱段，即L₁+L₂+L₃≥b_0I+b_0II；

（b）雙后掠翼的內(nèi)外翼后掠角滿足內(nèi)翼后掠角不小于外翼后掠角，即χ_I≥χ_II；

（c）雙錐頭部的尖椎錐角不小于截錐錐角，即θ₁≥θ₂；

（d）雙后掠翼的梢弦大于零，保證雙后掠翼整體為梯形翼，即b_0Icotχ_I+b_0IIcotχ_II≥l/2；

（e）內(nèi)外翼轉(zhuǎn)折點(diǎn)處的翼面展長(zhǎng)不大于雙后掠翼的后緣展長(zhǎng)，即b_0Icotχ_I≤l/2；

（f）內(nèi)外翼轉(zhuǎn)折點(diǎn)處的翼面展長(zhǎng)必須大于飛行器彈體最大半徑，即b_0Icotχ_I≥R_max；

（g）飛行器底部為收縮裙，即滿足L₄tanθ₃≤R_max；

綜合以上基準(zhǔn)外形不變條件得到隨控優(yōu)化約束條件：

-L1-L2-L3+b0I+b0II≤0-χI+χII≤0-θ1+θ2≤0-(b0IcotχI+b0IIcotχII)+l/2≤-b0IcotχI-l/2≤0-b0IcotχI+Rmax≤0L4tanθ3-Rmax≤0---(14)]]>

結(jié)合子步驟1、子步驟2結(jié)論得到飛行器總體隨控優(yōu)化的約束條件包括線性約束和非線性約束，分別為：

線性約束條件

-L1-L2-L3+b0I+b0II≤0-χI+χII≤0-θ1+θ2≤0(1-k)λB_0-λB≤0λB-(1+k)λB_0≤0λn-(1+k)λn_0≤0(1-k)λn_0-λn≤0λt-(1+k)λt_0≤0(1-k)λt_0-λt≤0]]>ηt-(1+k)ηt_0≤0(1-k)ηt_0-ηt≤0Sd-(1+k)Sd_0≤0(1-k)Sd_0-Sd≤0S-(1+k)S_0≤0(1-k)S_0-S≤0λk-(1+k)λk_0≤0(1-k)λk_0-λk≤0ηk-(1+k)ηk_0≤0(1-k)ηk_0-ηk≤0---(15)]]>

非線性約束條件

l/2-(b0IcotχI+b0IIcotχII)≤0b0Icotxt-l/2≤0Rmax-b0IcotχI≤0L4tanθ3-Rmax≤0---(16)]]>

步驟四：基于對(duì)飛行器基準(zhǔn)外形作最小調(diào)整的優(yōu)化原則，確定飛行器總體隨控優(yōu)化決策變量的搜索范圍為±n％，0≤n≤50；設(shè)p=n％，即得到?jīng)Q策變量的搜索上、下界分別為：

Ub=θ1_0θ2_0θ3_0L1_0L2_0L3_0L4_0χI_0χII_0b0I_0b0II_0T·(1+p)Lb=θ1_0θ2_0θ3_0L1_0L2_0L3_0L4_0χI_0χII_0b0I_0b0II_0T·(1-p)---(17)]]>式中，決策變量X的搜索上界U_b、搜索下界L_b由n的大小確定；

步驟五：基于飛行器總體隨控優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)、約束條件及尋優(yōu)邊界，建立飛行器總體隨控優(yōu)化模型為：

minf(x)=DONLCm(x)]]>

s.t.X∈[L_b?U_b]????（18）

AX≤b

g(X)≤0

式中，A、b為線性約束條件的參數(shù)，約束條件X∈[L_b?U_b]如式（17）所示；

AX≤b為線性約束條件，如式（15）所示；

g(X)≤0為非線性約束條件，如式（16）所示；

步驟六：采用遺傳算法對(duì)建立的降低氣動(dòng)非線性的飛行器總體隨控優(yōu)化模型進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化函數(shù)為：

[X，fval,exitflag]=ga(minf，11，A，b，[]，[]，L_b，U_b，g)????（19）

函數(shù)參數(shù)中，min?f為引用目標(biāo)函數(shù)，11為決策變量X的維數(shù)，U_b、I_b分別為決策變量X的搜索上界和下界，g為引用非線性約束函數(shù)g(X)≤0；

返回值X為優(yōu)化決策變量、fval為優(yōu)化后的目標(biāo)函數(shù)值，exitflag標(biāo)記函數(shù)是否收斂于返回的優(yōu)化決策變量X，exitflag>0則收斂，否則不收斂。