[發(fā)明專利]基于附加攻角的有翼飛行器滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)估計(jì)方法及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910187809.2
• 申請日: 2019-03-13
• 公開（公告）號(hào): CN109992842B
• 公開（公告）日: 2023-09-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳上上;何英姿;王明光;龔宇蓮;黃盤興
• 申請（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 馬全亮

基于附加攻角的有翼飛行器滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)估計(jì)方法及系統(tǒng)，假設(shè)滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)主要源于滾轉(zhuǎn)引起的機(jī)翼局部攻角改變，首先計(jì)算各數(shù)據(jù)節(jié)點(diǎn)的升力系數(shù)斜率，然后計(jì)算各數(shù)據(jù)節(jié)點(diǎn)的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)，最后插值得到任意節(jié)點(diǎn)的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)。該方法簡單可靠，可以在線或離線使用，能夠快速有效地估計(jì)滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)，解決了數(shù)缺少動(dòng)導(dǎo)數(shù)或者動(dòng)導(dǎo)數(shù)誤差較大對控制系統(tǒng)阻尼特性的嚴(yán)重影響。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)估計(jì)方法及系統(tǒng)，主要用于有翼飛行器的氣動(dòng)模型參數(shù)計(jì)算與姿態(tài)控制設(shè)計(jì)。

背景技術(shù)

動(dòng)導(dǎo)數(shù)是大氣層內(nèi)飛行器的一個(gè)模型參數(shù)，它反映了角速度引起附加氣動(dòng)力矩的大小。缺少動(dòng)導(dǎo)數(shù)或者動(dòng)導(dǎo)數(shù)誤差較大，將會(huì)嚴(yán)重影響控制系統(tǒng)的阻尼特性。對于高超聲速飛行器，強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合、強(qiáng)不確定性等特點(diǎn)給控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來嚴(yán)重挑戰(zhàn)，相比普通有翼飛行器，高超聲速飛行器對獲取精確動(dòng)導(dǎo)數(shù)的需求更加迫切。目前動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算主要基于Navier-Stokes方程、強(qiáng)迫振蕩、自由振蕩等，原理復(fù)雜、計(jì)算繁瑣，難以適用于快速估計(jì)計(jì)算。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)原理復(fù)雜、計(jì)算繁瑣、不能在線使用等問題，提供一種基于附加攻角的有翼飛行器滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)估計(jì)方法及系統(tǒng)，簡單可靠，適用于快速計(jì)算。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

基于附加攻角的有翼飛行器滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)估計(jì)方法及系統(tǒng)，步驟如下：

(1)根據(jù)升力系數(shù)數(shù)據(jù)表，計(jì)算特定舵偏角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、攻角區(qū)間對應(yīng)的升力系數(shù)斜率；

(2)根據(jù)步驟(1)得到的升力系數(shù)斜率，計(jì)算特定舵偏角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、攻角區(qū)間對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)；

(3)重復(fù)步驟(1)、(2)，遍歷升力系數(shù)數(shù)據(jù)表對應(yīng)的所有舵偏角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、攻角區(qū)間，得到滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)表；

(4)根據(jù)步驟(3)得到的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)表，向內(nèi)插值得到任意節(jié)點(diǎn)的滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)。

所述升力系數(shù)數(shù)據(jù)表具體為：