[發明專利]一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法

有效

• 申請號: 201410602382.5
• 申請日: 2014-10-31
• 公開（公告）號: CN105629725B
• 公開（公告）日: 2019-01-08
• 發明（設計）人: 袁銳知;高慶;張皓;盧鳳翎;梁德利;楊巍;王建濱;王驍峰
• 申請（專利權）人: 北京臨近空間飛行器系統工程研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 核工業專利中心 11007
• 代理人: 高尚梅

本發明屬于飛行器彈性運動建模技術領域，具體涉及一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法。該方法包括如下步驟：(1)利用模態正交性可把彈體橫向自由振動轉化為各個相互獨立的主振動的疊加；(2)根據線性小擾動假設，在外力作用下，彈體的橫向振動仍可近似用模態疊加來描述，振型函數由彈體結構特性(剛度和質量分布)和彈體的邊界條件確定；(3)根據達朗伯原理等方法建立振動微分方程；(4)分析影響滑翔飛行器彈性振動的外力：包括氣動力，舵面控制力，姿態噴管控制力以及舵面擺動的慣性力等。本發明對傳統彈性運動建模方法進行修正和完善。

技術領域

本發明屬于飛行器彈性運動建模技術領域，具體涉及一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法。

背景技術

隨著飛行速度和機動性的不斷提高，飛行器彈性結構與氣動、控制系統耦合的動力學問題受到日益重視。作為控制對象的彈性飛行器，姿態控制系統的敏感元件除了感應剛體運動外，還感受彈性結構的振動。用于描述飛行器彈性振動的彈性運動方程，其模型的正確性關乎姿控系統設計的成敗。而傳統的簡化彈性運動建模方法(參考文獻：《導彈與航天叢書——控制系統(上)》，2.3.4節)，對于后緣舵控制的新一代高超聲速面對稱飛行器，已不再適用。

發明內容

本發明的目的在于提供一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，對傳統彈性運動建模方法進行修正和完善。

為達到上述目的，本發明所采取的技術方案為：

一種后緣舵滑翔飛行器的彈性運動建模方法，包括如下步驟：(1)利用模態正交性把彈體橫向自由振動轉化為各個相互獨立的主振動的疊加；(2)根據線性小擾動假設，在外力作用下，彈體的橫向振動用模態疊加來描述，振型函數由彈體剛度和質量分布、彈體的邊界條件確定；(3)根據達朗伯原理建立振動微分方程；(4)分析影響滑翔飛行器彈性振動的外力：包括氣動力，舵面控制力，姿態噴管控制力以及舵面擺動的慣性力。

所述的步驟(1)具體為：利用模態正交性把彈體橫向自由振動轉化為各個相互獨立的主振動的疊加，即設

W_i(X)即彈體彈性的第i次固有振型函數，Φ＝[W₁(X),W₂(X),…,W_n(X)]，q_i(t)為第i次固有振型對應的廣義坐標。

所述的步驟(3)具體為：根據達朗伯原理建立振動微分方程為：

把式(1)代入式(2)，并前乘Φ^T得

式中，Μ_p＝Φ^TMΦ，C_p＝Φ^TCΦ，K_p＝Φ^TKΦ分別為廣義模態質量矩陣、模態阻尼矩陣和模態剛度矩陣，都為對角矩陣，F_p＝Φ^Tf為廣義力陣，

式(3)寫成

其中ω_i——第i次振型的固有頻率；

ξ_i——第i次振型的阻尼系數；

F_i——對應第i次振型的廣義力；

M_i——對應第i次振型的廣義質量；

且有