[發明專利]一種吸氣式飛行器耦合影響程度評價方法

有效

• 申請號: 201711157176.8
• 申請日: 2017-11-20
• 公開（公告）號: CN107967382B
• 公開（公告）日: 2020-12-18
• 發明（設計）人: 李爭學;劉敏華;張永;張旋;李杰奇;曾星星;尹戈玲;王兆偉;費王華;楊旸;馬野;郭鵬飛;李毅;秦云鵬;胡鵬舉
• 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;G06F30/20;G06F119/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張麗娜

1.一種吸氣式飛行器耦合影響程度評價方法，其特征在于該方法的步驟包括：

(1)建立考慮飛行器質心運動、姿態運動和吸氣式動力相互耦合影響的線性化方程；

(2)計算吸氣式動力對飛行器質心運動的耦合影響參數并進行耦合影響評價；

(3)計算吸氣式動力對飛行器姿態運動的耦合影響參數并進行耦合影響評價；

(4)計算飛行器質心運動和姿態運動對吸氣式動力的耦合影響參數并進行耦合影響評價；

(5)根據耦合影響程度評價結果指導飛行器設計；

所述的步驟(1)中，建立考慮飛行器質心運動、姿態運動和吸氣式動力相互耦合影響的線性化方程的方法為：

假設吸氣式動力的推力沿飛行器x軸方向，考慮質心運動、姿態運動與吸氣式動力相互耦合影響，建立包含所有耦合項的線性化方程如下：

方程中各系數計算公式如下：

式中，

C_x,C_y——依次表示飛行器軸向力系數、法向力系數；

——依次表示C_x關于馬赫數、攻角、側滑角絕對值、俯仰舵、滾動舵偏轉角絕對值、偏航舵偏轉角絕對值的偏導數；

——依次表示C_y關于馬赫數、攻角、側滑角絕對值、俯仰舵偏轉角、滾動舵偏轉角絕對值、偏航舵偏轉角絕對值的偏導數；

——依次表示飛行器側向力系數關于側滑角、滾動舵偏轉角、偏航舵偏轉角的偏導數；

——依次表示飛行器滾動力矩系數關于側滑角、滾動舵偏轉角、偏航舵偏轉角、滾動角速度、偏航角速度的偏導數；

——依次表示飛行器偏航力矩系數關于側滑角、滾動舵偏轉角、偏航舵偏轉角、滾動角速度、偏航角速度的偏導數；

C_mz——表示飛行器俯仰力矩系數；

——依次表示C_mz關于馬赫數、攻角、側滑角絕對值、俯仰舵偏轉角、滾動舵偏轉角絕對值、偏航舵偏轉角絕對值、俯仰角速度的偏導數；

g——當地重力加速度；

J_x,J_y,J_z,J_xy——依次表示飛行器滾動轉動慣量、偏航轉動慣量、滾動和偏航慣性積、俯仰轉動慣量；

l_k——飛行器參考長度；

M_a0——飛行馬赫數；

——吸氣式動力對飛行器產生的滾動力矩關于側滑角的偏導數；

——吸氣式動力對飛行器產生的偏航力矩關于側滑角的偏導數；

——依次表示吸氣式動力對飛行器產生的俯仰力矩關于高度、馬赫數、攻角的偏導數；

m——飛行器質量；

P——吸氣式動力的推力；

P^h,P^Ma,P^α——依次表示P關于高度、馬赫數、攻角的偏導數；

q、S——分別為飛行器動壓、氣動參考面積；

V₀——飛行器對地速度；

α₀——飛行器攻角；

β——飛行器側滑角；

Δh,ΔV,Δα,Δγ——依次表示飛行器高度偏差、速度偏差、攻角偏差、俯仰角偏差、滾動角偏差；

Δδ_e,Δδ_a,Δδ_r——依次表示飛行器俯仰舵偏轉角、滾動舵偏轉角、偏航舵偏轉角；

Δω_x,Δω_y,Δω_z——依次表示飛行器滾動角速度偏差、偏航角速度偏差、俯仰角速度偏差；

θ₀——依次表示飛行器俯仰角、彈道傾角。