一種高超聲速飛行器通用仿真模型的構(gòu)建方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器建模仿真方法，可應(yīng)用于高超聲速飛行器建模仿 真領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來(lái)，隨著X-37B、X-43、HTV等高超聲速飛行器演示驗(yàn)證的成功，越來(lái)越突出體 現(xiàn)了高超聲速飛行器技術(shù)對(duì)于國(guó)家的重要性。世界各軍事大國(guó)更是紛紛加緊了對(duì)高超聲速 飛行器的研宄，但是由于高超聲速飛行器本體具有強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性等特性，飛行包線大、 工況復(fù)雜更是對(duì)其研制帶來(lái)了較多的困難，仿真模型的置信度直接影響了飛行試驗(yàn)的成 功。高超聲速飛行器全程飛行過(guò)程中動(dòng)力學(xué)特性極為復(fù)雜，速度、馬赫數(shù)、動(dòng)壓和高度變化 劇烈、動(dòng)力學(xué)差異顯著，這些特性給高超聲速飛行器的建模仿真的工程實(shí)踐帶來(lái)了巨大的 困難。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 發(fā)明目的：為了克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足，本發(fā)明提供一種高超聲速飛行器通 用仿真模型的構(gòu)建方法及仿真系統(tǒng)，其不僅提高了建模的效率，利于工程實(shí)踐，實(shí)現(xiàn)了飛行 器仿真模型庫(kù)的通用化和系列化，同時(shí)有效避免氣動(dòng)數(shù)據(jù)的外泄。
[0004] 技術(shù)方案：為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：一種高超聲速飛行器通 用仿真模型的構(gòu)建方法，包括以下步驟：
[0005] 步驟1，獲取高超聲速飛行器的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，同時(shí)將該氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行多維線性插值， 得到氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)；
[0006] 步驟2,根據(jù)步驟1得到的氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)通過(guò)增量形式得到氣動(dòng)力和力矩；
[0007] 步驟3,根據(jù)步驟2得到的氣動(dòng)力和力矩帶入剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程，得到飛行器 姿態(tài)信息。
[0008] 所述步驟2得到氣動(dòng)力和力矩的方法，包括以下步驟：
[0009] 步驟201，根據(jù)步驟1得到的氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)，其增量形式為：
[0010] C,total= C ^336(α, β,Μ3) + Δ^δ(α, β , Ma, δ )；
[0011] 式中，Ci;base(a，f3，Ma)為基本狀態(tài)下氣動(dòng)力/力矩系數(shù)，AC i;s(a，f3，Ma，δ)為 舵面偏轉(zhuǎn)下引起的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)增量，Ciitrtal為總的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)；
[0012] 步驟202,將空氣動(dòng)力？3在速度坐標(biāo)系下分解為三個(gè)互相垂直的分量，分別為阻力 D、升力L和側(cè)力Y ;則空氣動(dòng)力Fa在速度坐標(biāo)系中的表達(dá)式為：
[0013]
[0014]其中，S為參考面積，CL,total為升力系數(shù)，CD, tQtal為阻力系數(shù)，CY,tQtal為側(cè)力系數(shù)，G 為動(dòng)壓；
[0015] 步驟203,將空氣動(dòng)力力矩仏在機(jī)體坐標(biāo)系中分解為滾轉(zhuǎn)力矩乙、俯仰力矩M和偏 航力矩N，則其在機(jī)體坐標(biāo)系中為：
[0016]
[0017] 其中，S為參考面積，b是參考長(zhǎng)度，1^是機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，為滾轉(zhuǎn)力矩系 數(shù)，cM,t(rtal為俯仰力矩系數(shù)，cN,t(rtal為偏航力矩系數(shù)，g為動(dòng)壓。
[0018] 一種高超聲速飛行器通用仿真系統(tǒng)，包括氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊、氣動(dòng)力和力矩模塊以及 剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊；所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊、氣動(dòng)力和力矩模塊以及剛體六自由度運(yùn) 動(dòng)方程模塊依次連接，且所述剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊與氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊連接；
[0019] 其中，所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊用于根據(jù)氣動(dòng)信息進(jìn)行多維線性插值得到氣動(dòng)力和力矩 的系數(shù)，并將氣動(dòng)力和力矩系數(shù)傳遞給氣動(dòng)力和力矩模塊；
[0020] 所述氣動(dòng)力和力矩模塊用于根據(jù)氣動(dòng)力和力矩系數(shù)采用增量形式進(jìn)行氣動(dòng)力和 力矩解算，并將得到的氣動(dòng)力和力矩傳遞給剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊；
[0021] 所述剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊用于根據(jù)氣動(dòng)力和力矩進(jìn)行飛行器姿態(tài)信息解 算，得到飛行器姿態(tài)信息，并將飛行器姿態(tài)信息中的氣動(dòng)信息傳遞給氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊。
[0022] 所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊集成有多維線性插值方程。
[0023] 所述氣動(dòng)力和力矩模塊通過(guò)氣動(dòng)力和力矩系數(shù)的增量形式得到氣動(dòng)力和力矩，該 氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)增量形式為：
[0024] C,total= C ,base(a, β,Μ3) + Δ^δ(α, β , M3, δ);
[0025] 空氣動(dòng)力Fa在速度坐標(biāo)系中的表達(dá)式為：
[0026]
[0027] 空氣動(dòng)力力矩Ma在機(jī)體坐標(biāo)系中為：
[0028]
[0029] 所述氣動(dòng)力和力矩模塊集成有空氣動(dòng)力在速度坐標(biāo)系中的方程以及空氣動(dòng)力力 矩在機(jī)體坐標(biāo)系中的方程。
[0030] 所述剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊集成有剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程。
[0031] 有益效果：本發(fā)明提供的一種高超聲速飛行器通用仿真模型的構(gòu)建方法及仿真系 統(tǒng)，相比現(xiàn)有技術(shù)，具有以下有益效果：由于將氣動(dòng)數(shù)據(jù)、剛體6自由度運(yùn)動(dòng)方程、氣動(dòng)力和 力矩計(jì)算集成為一體，仿真程度逼真，置信度高。利用結(jié)構(gòu)體變量對(duì)大量簡(jiǎn)單變量進(jìn)行分 類，利用較少的接口函數(shù)即可滿足用戶使用。以靜態(tài)庫(kù)形式實(shí)現(xiàn)了剛體運(yùn)動(dòng)方程及氣動(dòng)數(shù) 據(jù)的封裝，有效避免了人為更改造成的錯(cuò)誤及氣動(dòng)數(shù)據(jù)外泄，提高了建模的效率。
[0032] I、通用性強(qiáng)
[0033] 仿真模型庫(kù)實(shí)現(xiàn)了跨平臺(tái)使用，可用于MATLAB仿真環(huán)境、PC機(jī)等效仿真環(huán)境及嵌 入式實(shí)時(shí)仿真環(huán)境三種實(shí)驗(yàn)室常用的平臺(tái)上，保證了從控制律設(shè)計(jì)到飛行器性能驗(yàn)證全過(guò) 程中模型的一致性。在MATLAB仿真環(huán)境下，通用C-MEX接口技術(shù)實(shí)現(xiàn)了對(duì)靜態(tài)庫(kù)的調(diào)用， 解決了傳統(tǒng)M語(yǔ)言運(yùn)行效率低的問題。在PC機(jī)等效仿真環(huán)境及嵌入式實(shí)時(shí)仿真環(huán)境中，直 接通過(guò)頭文件調(diào)用靜態(tài)庫(kù)的接口函數(shù)即可實(shí)現(xiàn)建模仿真。
[0034] 2、系列化程度高
[0035] 在實(shí)驗(yàn)室原有的通用剛體庫(kù)基礎(chǔ)上，將飛行器氣動(dòng)數(shù)據(jù)、力和力矩計(jì)算兩個(gè)原本 分散的模塊進(jìn)行集成，構(gòu)成一個(gè)完整的仿真庫(kù)（仿真系統(tǒng)）。剛體庫(kù)用來(lái)解算飛行器6自由 度運(yùn)動(dòng)方程，對(duì)于任意飛行器都是通用的。對(duì)于不同的飛行器，仿真庫(kù)的架構(gòu)是固定的，只 要更新仿真庫(kù)中氣動(dòng)數(shù)據(jù)、力和力矩的計(jì)算兩部分即可完成建模；對(duì)于同一架飛行器，在保 證氣動(dòng)數(shù)據(jù)格式不變的情況下，機(jī)體力和力矩的計(jì)算是固定的，只要更新氣動(dòng)數(shù)據(jù)的值即 可實(shí)現(xiàn)同一架飛行器在不同試驗(yàn)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)情況下的建模。實(shí)現(xiàn)了"一次建模、多次使用" 的系列化建模方式，大大提高了建模仿真的效率。
[0036] 綜上所述，本發(fā)明不僅提高了建模的效率，利于工程實(shí)踐，實(shí)現(xiàn)了飛行器仿真模型 庫(kù)的通用化和系列化，同時(shí)有效避免氣動(dòng)數(shù)據(jù)的外泄。
【附圖說(shuō)明】
[0037] 圖1為高超飛行器通用仿真庫(kù)的使用步驟；
[0038] 圖2為高超飛行器通用仿真庫(kù)的建立；
[0039] 圖3為氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)的建立流程；
[0040] 圖4為仿真庫(kù)的使用步驟。
【具體實(shí)施方式】
[0041] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作更進(jìn)一步的說(shuō)明。
[0042] 一種高超聲速飛行器通用仿真模型的構(gòu)建方法，如圖1所示，包括以下步驟： [0043] 步驟1，獲取高超聲速飛行器的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，同時(shí)將該氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行多維線性插值， 得到氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)；
[0044] 步驟2,根據(jù)步驟1得到的氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)通過(guò)增量形式得到氣動(dòng)力和力矩；
[0045] 得到氣動(dòng)力和力矩的方法，包括以下步驟：
[0046] 步驟201，根據(jù)步驟1得到的氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)，其增量形式為：
[0047] C,total= C ^336(α, β,Μ3) + Δ^δ(α, β , Ma, δ )；
[0048] 式中，Ci;base(a，f3，Ma)為基本狀態(tài)下氣動(dòng)力/力矩系數(shù)，AC i;s(a，f3，Ma，δ)為 舵面偏轉(zhuǎn)下引起的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)增量，Ciitrtal為總的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)；
[0049] 步驟202,將空氣動(dòng)力？3在速度坐標(biāo)系下分解為三個(gè)互相垂直的分量，分別為阻力 D、升力L和側(cè)力Y ;則空氣動(dòng)力Fa在速度坐標(biāo)系中的表達(dá)式為：
[0050]
[0051] 其中^為參考面積義^為升力系數(shù)心^^為阻力系數(shù)乂^^為側(cè)力系數(shù)，；^ 為動(dòng)壓；
[0052] 步驟203,將空氣動(dòng)力力矩Ma在機(jī)體坐標(biāo)系中分解為滾轉(zhuǎn)力矩￡、俯仰力矩M和偏 航力矩N，則其在機(jī)體坐標(biāo)系中為：
[0053]
[0054] 其中，S為參考面積，b是參考長(zhǎng)度，b，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，為滾轉(zhuǎn)力矩系 數(shù)，CM,t(rtal為俯仰力矩系數(shù)，CN,t(rtal為偏航力矩系數(shù)，^為動(dòng)壓。
[0055] 步驟3,根據(jù)步驟2得到的氣動(dòng)力和力矩帶入剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程，得到飛行器 姿態(tài)信息。
[0056] -種高超聲速飛行器通用仿真系統(tǒng)，如圖1所示，包括氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊、氣動(dòng)力和力 矩模塊以及剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊；所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊、氣動(dòng)力和力矩模塊以及剛體 六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊依次連接，且所述剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊與氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊連 接；
[0057] 其中，所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊用于根據(jù)氣動(dòng)信息進(jìn)行多維線性插值得到氣動(dòng)力和力矩 的系數(shù)，并將氣動(dòng)力和力矩系數(shù)傳遞給氣動(dòng)力和力矩模塊；
[0058] 所述氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊集成有多維線性插值方程。
[0059] 所述氣動(dòng)力和力矩模塊用于根據(jù)氣動(dòng)力和力矩系數(shù)采用增量形式進(jìn)行氣動(dòng)力和 力矩解算，并將得到的氣動(dòng)力和力矩傳遞給剛體六自由度運(yùn)動(dòng)方程模塊；
[0060] 所述氣動(dòng)力和力矩模塊通過(guò)氣動(dòng)力和力矩系數(shù)的增量形式得到氣動(dòng)力和力矩，該 氣動(dòng)力和力矩的系數(shù)增量形式為： _1] C,total