CN113656920A - 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法 - Google Patents

一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113656920A
CN113656920A CN202111223072.9A CN202111223072A CN113656920A CN 113656920 A CN113656920 A CN 113656920A CN 202111223072 A CN202111223072 A CN 202111223072A CN 113656920 A CN113656920 A CN 113656920A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coefficient
missile
design
moment
flight
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111223072.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113656920B (zh
Inventor
张培红
贾洪印
吴晓军
周桂宇
陈洪杨
陈兵
李欢
罗磊
崔鹏程
赵炜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202111223072.9A priority Critical patent/CN113656920B/zh
Publication of CN113656920A publication Critical patent/CN113656920A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113656920B publication Critical patent/CN113656920B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/08—Probabilistic or stochastic CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明适用于导弹设计技术领域，提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，本发明基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。

Description

一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法
技术领域
本发明涉及导弹设计技术领域，尤其是涉及一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法。
背景技术
铰链力矩是指气流流过飞行器舵面，作用在舵面上的气动力对舵面转轴产生的力矩。在导弹飞行过程中，它是伺服机构必须克服的主要负载力矩，是伺服机构设计的重要原始数据。导弹飞行过程中铰链力矩极值的精确估算对导弹舵面伺服***的设计极为重要，是选取伺服***舵机功率的依据，其估算值过大，将会增加伺服***的重量，造成材料、能源、成本的不必要浪费和导弹性能的降低；其估算值过小会影响导弹的飞行安全。
导弹舵面的铰链力矩与导弹飞行的弹道高度、马赫数、攻角、舵偏角等飞行姿态密切相关。数值仿真和风洞试验是工程上获取铰链力矩的两种主要手段，开展铰链力矩风洞试验需进行专门的风洞试验设计，且无法考虑舵面偏转之间的影响，研究的周期和经费需求均较高。如何高效、精确的获取铰链力矩，是本专利需要重点解决的问题之一。
现有的铰链力矩设计方法，是基于导弹的飞行边界包线范围，结合典型飞行弹道动压，估算导弹飞行过程中的铰链力矩极值，并以此为基础进行舵机功率的选取。该方法存在两方面的问题：一是铰链力矩估算时未考虑沿弹道配平控制时舵面偏转的影响；二是基于飞行边界包线范围的设计，主要考察的是在飞行弹道某点设计飞行马赫数下，导弹在飞行包线最大和最小攻角范围内铰链力矩的极值。对于具有静稳定性的导弹，以上两个问题会导致估算出来的铰链力矩极值过大，带来较大的设计冗余。例如：具有静稳定性的导弹，正攻角配平飞行时需要负的舵偏进行控制配平，在二者叠加作用下使得舵的当地迎角变小，从而使得舵面上的铰链力矩也较小；在飞行弹道某点设计马赫数下，导弹对应的配平飞行攻角也基本确定，基本不会达到飞行包线的最大和最小攻角，从而舵面上的铰链力矩极值也会小于按照飞行包线的最大和最小攻角得到的极值。因此，传统的铰链力矩设计方法，会导致估算得到铰链力矩极值偏大，选取的舵机功率冗余较大。
发明内容
本发明针对现有铰链力矩设计中存在的问题，提出了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法。本发明的铰链力矩设计方法的基本思想是：基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。
本发明为实现上述目的，主要通过以下技术方案实现：
一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，包括以下步骤：
S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和控制舵面铰链力矩系数数据库；
所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm和偏航力矩系数Cn；所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；
所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；
S20.根据总体飞行任务剖面需求，获得导弹飞行的设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数；
S30.在设计弹道的基础上进行多因素拉偏仿真，得到设计弹道包线范围；所述的多因素包括导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
S40.根据设计弹道包线范围，计算舵机承受的铰链力矩值；
S50.比较设计弹道包线范围内的铰链力矩值，选取绝对值最大的铰链力矩值作为设计铰链力矩。
进一步地，步骤S20中包括以下步骤：
S21.根据总体飞行任务剖面需求，获得一组随飞行时间变化的设计任务参数，所述设计任务参数包括导弹质量mt、导弹惯量It、发动机推力Tt；
S22.根据步骤S21的设计任务参数进行飞行仿真计算，根据弹道配平控制设计舵偏角随时间的实时变化，从而获得一组随时间变化的飞行状态参数[Mt，αt，βt，δt]，将其定义为设计飞行状态参数，其中t=0，1，2，...，T；0为导弹起飞时刻，T为导弹掉落时刻；
S23.根据设计飞行状态参数对步骤S11所建立的六分量气动系数进行多维插值，获得一组随时间变化的六分量气动系数，定义为设计气动系数；
Ft=f0（Mt，αt，βt，δt），其中，f0为插值函数；Ft取值为CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt中的任意一个，CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt分别为t时刻的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
S24.将所述设计任务参数mt、It、Tt和所述设计气动系数CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt作为弹道设计的输入参数，进行飞行仿真计算，得到所述设计弹道；
所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数[Mst，αst，βst，δst]，t=0，1，2，...，T；其中，Mst，αst，βst，δst分别为t时刻的设计马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角。
进一步地，步骤S30中包括以下步骤：
S31.进行设计弹道参数拉偏，得到设计弹道参数拉偏值范围；
mtδ∈(mt-δmt，mt+δmt)；
Itδ∈(It-δIt，It-δIt)；
Ttδ∈(Tt-δTt，Tt+δTt)；
CAtδ∈(CAt-δCAt，CAt+δCAt)；
CYtδ∈(CYt-δCYt，CYt+δCYt)；
CNtδ∈(CNt-δCNt，CNt+δCNt)；
Cltδ∈(Clt-δClt，Clt+δClt)；
Cmtδ∈(Cmt-δCmt，Cmt+δCmt)；
Cntδ∈(Cnt-δCnt，Cnt+δCnt)；
其中，mtδ、Itδ、Ttδ、CAtδ、CYtδ、CNtδ、Cltδ、Cmtδ、Cntδ分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏值；δmt、δIt、δTt、δCAt、δCYt、δCNt、δClt、δCmt、δCnt分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏系数；
S32.对所述设计弹道参数拉偏值范围进行蒙特卡洛打靶分析，得到N组随机抽样的参数值[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]，其中，2≤i≤N，N为自然数；
S33.将[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]作为输入参数，进行飞行仿真计算，获得设计弹道包线范围，所述设计弹道包线范围包括N组随时间变化的飞行状态参数
Figure 363182DEST_PATH_IMAGE001
。
进一步地，步骤S40包括以下步骤：
S41.将步骤S33得到的设计弹道包线范围，采用多维差值方法，根据步骤S10获得的铰链力矩系数数据库，对飞行状态进行插值，获得设计弹道包线内的铰链力矩系数
Figure 513540DEST_PATH_IMAGE002
，i=2，3，4，...，N；f0为插值函数；
S42.根据设计弹道包线范围内的铰链力矩系数，计算设计弹道包线内的铰链力矩；
Figure 311732DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，MJit为第i飞行弹道t时刻飞行状态时的铰链力矩，单位牛米，Qit为第i飞行弹道的t时刻的飞行动压，S为铰链力矩系数无量纲化参考面积，L为铰链力矩系数无量纲化参考长度。
进一步地，所述飞行动压Qit采用以下公式进行计算：
Figure 104107DEST_PATH_IMAGE004
其中，ρ为大气密度、Vb为声速，Mit为第i弹道t时刻对应的马赫数。
进一步地，还包括计算不同控制舵面的铰链力矩值，选取不同控制舵面上绝对值最大的铰链力矩值作为导弹的设计铰链力矩。
采用本发明的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，相对于传统的设计方法，至少具有以下有益效果：
1、铰链力矩设计时考虑了舵面实时配平影响，相比传统包线评估方式可大幅度降低舵机功率设计冗余；
2、舵面铰链力矩与全弹气动力同时基于CFD计算流场获得，相比风洞试验单独加工模型设计具有周期短、经费需求低的优点；
3、舵机功率选型基于飞行弹道包线范围内铰链力矩极值开展设计，考虑了气动、质量、惯量、动力、大气参数等多因素不确定性影响，且获得的是全弹道铰链力矩随时间实时变化情况，鲁棒性设计确保了设计结果的可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法的流程图；
图2是本发明实施例的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法设计得到的不同舵机上的最大铰链力矩随时间的变化曲线。
图3是采用传统铰链力矩分析方法设计得到的舵机铰链力矩曲线。
具体实施方式
以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，包括以下步骤：
S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和不同控制舵面铰链力矩系数数据库；
S11.建立六分量气动力系数数据库
所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm和偏航力矩系数Cn；其中，所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；
Figure 772986DEST_PATH_IMAGE005
，其中，F取值为轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm和偏航力矩系数Cn中的任意一个；
S12.建立铰链力矩系数数据库
所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；
CM=g(M，α，β，δ)；
M，α、β和δ取值采用规则矩阵取值；
本实施例中，基于全弹基本纵横向、俯仰通道、偏航通道和滚转通道气动特性CFD计算流场，该步骤中，气动力系数和铰链力矩系数均通过对CFD计算流场中全弹表面网格点的压力分布积分得到。
对于所建立的六分量气动力数据库和铰链力矩系数数据库的数据点的选取原则为，在导弹飞行的弹道包线范围内进行规则矩阵抽样。
值得说明的是，对于步骤S10中所建立的不同飞行状态下的气动力数据库和不同飞行状态下的铰链力矩系数数据库，两个数据库所选取的飞行状态数据点可以相同，也可以不同。
S20.根据总体飞行任务剖面需求，获得导弹飞行的设计弹道
S21.根据总体飞行任务剖面需求，获得一组随飞行时间变化的设计任务参数，所述设计任务参数包括导弹质量mt、导弹惯量It、发动机推力Tt；
也可以理解为，获得了一组导弹从起飞到掉落过程中不同时间点的任务参数；
S22.根据步骤S21的设计任务参数进行飞行仿真计算，根据弹道配平控制设计舵偏角随时间的实时变化，从而获得一组随时间变化的飞行状态参数[Mt，αt，βt，δt]，将其定义为设计飞行状态参数，其中t=0，1，2，...，T；0为导弹起飞时刻，T为导弹掉落时刻；
S23.根据设计飞行状态参数对步骤S11所建立的六分量气动力系数进行多维插值，获得一组随时间变化的六分量气动系数，定义为设计气动系数；
Ft=f0（Mt，αt，βt，δt），其中，f0为插值函数；Ft取值为CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt中的任意一个，CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt分别为t时刻的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
S24.将所述设计任务参数m、It、Tt和所述设计气动力系数CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt作为弹道设计的输入参数，进行飞行仿真计算，得到所述设计弹道；
所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数[Mst，αst，βst，δst]，t=0，1，2，...，T；其中，Mst，αst，βst，δst分别为t时刻的设计马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角；
S30.在设计弹道的基础上进行多因素拉偏仿真，得到设计弹道包线范围；
S31.进行设计弹道参数拉偏，得到设计弹道参数拉偏值范围；
mtδ∈(m-δmt，m+δmt)
Itδ∈(It - δIt，It + δIt)
Ttδ∈(Tt- δTt，Tt+ δTt)
CAtδ∈(CAt- δCAt，CAt+ δCAt)
CYtδ∈(CYt- δCYt，CYt+ δCYt)
CNtδ∈(CNt- δCNt，CNt+ δCNt)
Cltδ∈(Clt-δClt，Clt+ δClt)
Cmtδ∈(Cmt -δCmt，Cmt+ δCmt)
Cntδ∈(Cnt- δCnt，Cnt + δCnt)；
其中，mtδ、Itδ、Ttδ、CAtδ、CYtδ、CNtδ、Cltδ、Cmtδ、Cntδ分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏值；δmt、δIt、δTt、δCAt、δCYt、δCNt、δClt、δCmt、δCnt分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏系数；
本领域技术人员可以根据实际设计需要选择拉偏系数；本实施例中，气动力系数拉偏范围为：轴向力按均方差10%拉偏，法向力和侧向力按照均方差5%进行拉偏，三方向气动力矩按照15%进行拉偏；质量惯量拉偏范围：导弹质量按照均方差1%拉偏，导弹惯量按照均方差7%拉偏，质心按照10mm拉偏，发动机推力拉偏范围：发动机推力按照均方差3%进行拉偏，发动机推力线偏斜按照正负10′进行拉偏；大气环境拉偏范围：高空密度按照均方差10%进行拉偏，高空风速按照正负10m/s进行拉偏，高空风向0°～180°均匀分布；
S32.对所述设计弹道参数拉偏值范围进行蒙特卡洛打靶分析，得到N组随机抽样的参数值[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]，其中，2≤i≤N，N为自然数；mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i分别为t时刻第i组随机抽样的导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
值得说明的是，蒙特卡洛打靶分析是将拉偏值在拉偏范围内按照正态分布规律进行分布，并按此来进行抽样，可以理解的，例如对于导弹质量mtδ，在随机抽样时，在mtδ附近的值被抽到的概率较大，而在趋近于m-δmt和m+δmt的值被抽到的概率较小。
S33.将N组随机抽样的参数值[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]作为输入参数，进行飞行仿真计算，获得设计弹道包线范围，所述设计弹道包线范围包括N组随时间变化的飞行状态参数
Figure 798973DEST_PATH_IMAGE006
；Mst-i，αst-i，βst-i，δst-i分别为t时刻的第i组抽样计算得到的马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角；
S40.根据设计弹道包线，计算舵机承受的铰链力矩值；
S41.将步骤S33得到的设计弹道包线结果，采用多维差值方法，根据步骤S12获得的铰链力矩系数数据库，对飞行状态进行差值，获得设计弹道包线内的铰链力矩系数
Figure 350040DEST_PATH_IMAGE002
，i=2，3，4，...，N；f0为插值函数；即得到N组不同时刻的铰链力矩系数；
S42.根据设计弹道包线内的铰链力矩系数，计算设计弹道包线内的铰链力矩；
Figure 618211DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，MJit为第i飞行弹道t时刻飞行状态时的铰链力矩，Qit为第i飞行弹道的t时刻的飞行动压，S为铰链力矩系数无量纲化参考面积，L为铰链力矩系数无量纲化参考长度；
Figure 938333DEST_PATH_IMAGE004
其中，ρ为大气密度、Vb为声速，Mit为第i弹道t时刻对应的马赫数；
S50. 比较设计弹道包线内的铰链力矩值，确定设计铰链力矩MJd，
Figure 899336DEST_PATH_IMAGE007
，i=2，3，4，...，N；t=0，1，2，...，T。
根据计算的不同时刻不同弹道的铰链力矩值，可以得到沿不同弹道的铰链力矩包线；由于不同弹道舵机铰链力矩可能有正有负，取所计算的铰链力矩值的绝对值的最大值作为铰链力矩的极大值，确定为最终的设计铰链力矩MJd，并以此值为依据开展舵机功率选型设计。
以上方法是对一个控制舵面上的铰链力矩的设计方法，对于导弹而言，会有多个控制舵面，例如3个、4个控制舵面，因此，每个控制舵面都按照如前所述的方法计算每个控制舵面上所承受的铰链力矩值，确定每个控制舵面上的设计铰链力矩，最后比较各个控制舵面上的设计铰链力矩值，选取最大的设计铰链力矩值作为导弹的设计铰链力矩。
图2是本实施例的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法设计得到的不同舵机上的最大铰链力矩随时间的变化曲线，图中，1号舵面和2号舵面上铰链力矩的变化规律趋于一致，3号舵面和4号舵面上铰链力矩的变化规律趋于一致，从图中可以看出，舵机铰链力矩中正负铰链力矩绝对值的最大值，约为250牛米，本实施例将以250牛米作为导弹的设计铰链力矩，并以此为依据开展舵机功率选型设计。
图3为采用传统铰链力矩分析方法设计得到的舵机铰链力矩曲线，可以看出，在马赫数1.5和3.0时，正向的铰链力矩最大，其最大值约为520牛米，在马赫数2.0和马赫数0.8时，负向的铰链力矩量值最大，其量值也在500牛米附近。
可以看出，采用传统方法设计冗余为本发明实施例的设计方法的设计冗余的2倍多，由此可以看出，采用本发明的设计方法可以大幅度降低舵铰链力矩的设计冗余。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和控制舵面铰链力矩系数数据库；
所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm和偏航力矩系数Cn；所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；
所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；
S20.根据总体飞行任务剖面需求，获得导弹飞行的设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数；
S30.在设计弹道的基础上进行多因素拉偏仿真，得到设计弹道包线范围；所述的多因素包括导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
S40.根据设计弹道包线范围，计算舵机承受的铰链力矩值；
S50.比较设计弹道包线范围内的铰链力矩值，选取绝对值最大的铰链力矩值作为设计铰链力矩。
2.根据权利要求1所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，步骤S20中包括以下步骤：
S21.根据总体飞行任务剖面需求，获得一组随飞行时间变化的设计任务参数，所述设计任务参数包括导弹质量mt、导弹惯量It、发动机推力Tt；
S22.根据步骤S21的设计任务参数进行飞行仿真计算，根据弹道配平控制设计舵偏角随时间的实时变化，从而获得一组随时间变化的飞行状态参数[Mt，αt，βt，δt]，将其定义为设计飞行状态参数，其中t=0，1，2，...，T；0为导弹起飞时刻，T为导弹掉落时刻；
S23.根据设计飞行状态参数对步骤S11所建立的六分量气动系数进行多维插值，获得一组随时间变化的六分量气动系数，定义为设计气动系数；
Ft=f0（Mt，αt，βt，δt），其中，f0为插值函数；Ft取值为CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt中的任意一个，CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt分别为t时刻的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；
S24.将所述设计任务参数mt、It、Tt和所述设计气动系数CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt作为弹道设计的输入参数，进行飞行仿真计算，得到所述设计弹道；
所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数[Mst，αst，βst，δst]，t=0，1，2，...，T；其中，Mst，αst，βst，δst分别为t时刻的设计马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角。
3.根据权利要求2所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，步骤S30中包括以下步骤：
S31.进行设计弹道参数拉偏，得到设计弹道参数拉偏值范围；
mtδ∈(mt-δmt，mt+δmt)；
Itδ∈(It-δIt，It-δIt)；
Ttδ∈(Tt-δTt，Tt+δTt)；
CAtδ∈(CAt-δCAt，CAt+δCAt)；
CYtδ∈(CYt-δCYt，CYt+δCYt)；
CNtδ∈(CNt-δCNt，CNt+δCNt)；
Cltδ∈(Clt-δClt，Clt+δClt)；
Cmtδ∈(Cmt-δCmt，Cmt+δCmt)；
Cntδ∈(Cnt-δCnt，Cnt+δCnt)；
其中，mtδ、Itδ、Ttδ、CAtδ、CYtδ、CNtδ、Cltδ、Cmtδ、Cntδ分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏值；δmt、δIt、δTt、δCAt、δCYt、δCNt、δClt、δCmt、δCnt分别为导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数的拉偏系数；
S32.对所述设计弹道参数拉偏值范围进行蒙特卡洛打靶分析，得到N组随机抽样的参数值[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]，其中，2≤i≤N， N为自然数；
S33.将[mtδ-i、Itδ-i、Ttδ-i、CAtδ-i、CYtδ-i、CNtδ-i、Cltδ-i、Cmtδ-i、Cntδ-i]作为输入参数，进行飞行仿真计算，获得设计弹道包线范围，所述设计弹道包线范围包括N组随时间变化的飞行状态参数
Figure 820675DEST_PATH_IMAGE001
。
4.根据权利要求3所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，步骤S40包括以下步骤：
S41.将步骤S33得到的设计弹道包线范围，采用多维差值方法，根据步骤S10获得的铰链力矩系数数据库，对飞行状态进行插值，获得设计导弹包线内的铰链力矩系数
Figure 737815DEST_PATH_IMAGE002
，i=2，3，4，...，N；f0为插值函数；
S42.根据设计弹道包线范围内的铰链力矩系数，计算设计弹道包线内的铰链力矩；
Figure 815755DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，MJit为第i飞行弹道t时刻飞行状态时的铰链力矩，单位为牛米，Qit为第i飞行弹道的t时刻的飞行动压，S为铰链力矩系数无量纲化参考面积，L为铰链力矩系数无量纲化参考长度。
5.根据权利要求4所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，飞行动压Qit采用以下公式进行计算：
Figure 742123DEST_PATH_IMAGE004
其中，ρ为大气密度、Vb为声速，Mit为第i弹道t时刻对应的马赫数。
6.根据权利要求5所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，还包括计算不同控制舵面的铰链力矩值，选取不同控制舵面上绝对值最大的铰链力矩。
CN202111223072.9A 2021-10-20 2021-10-20 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法 Active CN113656920B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111223072.9A CN113656920B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111223072.9A CN113656920B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113656920A true CN113656920A (zh) 2021-11-16
CN113656920B CN113656920B (zh) 2021-12-21

Family

ID=78484321

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111223072.9A Active CN113656920B (zh) 2021-10-20 2021-10-20 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113656920B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114326803A (zh) * 2021-12-28 2022-04-12 宁波派丽肯智能渔具有限公司 一种无人机负载控制***
CN117172077A (zh) * 2023-10-27 2023-12-05 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103162580A (zh) * 2013-03-05 2013-06-19 西北工业大学 一种超声速导弹的栅格翼
US20160185416A1 (en) * 2014-12-31 2016-06-30 Alexander Clark Hunt Bicycle with Coordinated Pedal and Upper Body Leverage
CN105910495A (zh) * 2016-05-09 2016-08-31 哈尔滨工业大学 基于性能指标的面向效能的导弹武器***设计方法
CN106484967A (zh) * 2016-09-22 2017-03-08 中国运载火箭技术研究院 一种基于蒙特卡洛打靶的舵机功率计算方法
CN108197367A (zh) * 2017-12-27 2018-06-22 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种基于流场通量阶跃的高精度间断Galerkin人工粘性激波捕捉方法
CN108509684A (zh) * 2018-03-05 2018-09-07 北京航空航天大学 舵机与动态负载模拟器匹配设计方法
CN110155316A (zh) * 2019-06-09 2019-08-23 西北工业大学 一种变质心控制共轴双螺旋桨垂直起降飞行器及其控制方法
CN110292507A (zh) * 2019-06-10 2019-10-01 南方科技大学 一种踝关节助力外骨骼
CN110968074A (zh) * 2019-11-26 2020-04-07 中国人民解放军国防科技大学 一种电动操舵机构的故障模拟及诊断实验平台
CN111075912A (zh) * 2019-11-28 2020-04-28 北京自动化控制设备研究所 一种摆线针轮减速式电动舵机
CN111339681A (zh) * 2020-03-23 2020-06-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法
CN111623950A (zh) * 2020-04-28 2020-09-04 中国航天空气动力技术研究院 舵面自动偏转的铰链力矩测量装置、***及测量方法

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103162580A (zh) * 2013-03-05 2013-06-19 西北工业大学 一种超声速导弹的栅格翼
US20160185416A1 (en) * 2014-12-31 2016-06-30 Alexander Clark Hunt Bicycle with Coordinated Pedal and Upper Body Leverage
CN105910495A (zh) * 2016-05-09 2016-08-31 哈尔滨工业大学 基于性能指标的面向效能的导弹武器***设计方法
CN106484967A (zh) * 2016-09-22 2017-03-08 中国运载火箭技术研究院 一种基于蒙特卡洛打靶的舵机功率计算方法
CN108197367A (zh) * 2017-12-27 2018-06-22 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种基于流场通量阶跃的高精度间断Galerkin人工粘性激波捕捉方法
CN108509684A (zh) * 2018-03-05 2018-09-07 北京航空航天大学 舵机与动态负载模拟器匹配设计方法
CN110155316A (zh) * 2019-06-09 2019-08-23 西北工业大学 一种变质心控制共轴双螺旋桨垂直起降飞行器及其控制方法
CN110292507A (zh) * 2019-06-10 2019-10-01 南方科技大学 一种踝关节助力外骨骼
CN110968074A (zh) * 2019-11-26 2020-04-07 中国人民解放军国防科技大学 一种电动操舵机构的故障模拟及诊断实验平台
CN111075912A (zh) * 2019-11-28 2020-04-28 北京自动化控制设备研究所 一种摆线针轮减速式电动舵机
CN111339681A (zh) * 2020-03-23 2020-06-26 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种采用空气介质模拟发动机燃气介质喷流气动干扰效应的喷管出口参数匹配方法
CN111623950A (zh) * 2020-04-28 2020-09-04 中国航天空气动力技术研究院 舵面自动偏转的铰链力矩测量装置、***及测量方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
贾洪印 等: "火箭子级垂直回收布局气动特性及发动机喷管影响", 《航空学报》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114326803A (zh) * 2021-12-28 2022-04-12 宁波派丽肯智能渔具有限公司 一种无人机负载控制***
CN114326803B (zh) * 2021-12-28 2024-02-02 宁波派丽肯智能渔具有限公司 一种无人机负载控制***
CN117172077A (zh) * 2023-10-27 2023-12-05 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法
CN117172077B (zh) * 2023-10-27 2024-02-20 西安现代控制技术研究所 一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113656920B (zh) 2021-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113656920B (zh) 一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法
CN106997208B (zh) 一种面向不确定条件下的高超声速飞行器的控制方法
US10520389B2 (en) Aerodynamic modeling using flight data
Wang et al. Nonlinear hierarchy-structured predictive control design for a generic hypersonic vehicle
CN108776434B (zh) 一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法
CN111176263B (zh) 一种基于bp神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法
CN111221345B (zh) 一种基于决策树的飞行器动力***故障在线辨识方法
CN111258302B (zh) 一种基于lstm神经网络的飞行器推力故障在线辨识方法
CN104536448B (zh) 一种基于Backstepping法的无人机姿态***控制方法
CN102789527A (zh) 一种用于飞机配平的粒子群优化方法
CN106383523A (zh) 一种飞行器非线性姿态控制***稳定性分析方法
Vishwanathan et al. Multi-particle swarm optimization used to study material degradation in aeroelastic composites including probabalistic uncertainties
CN114815878A (zh) 基于实时优化和深度学习的高超声速飞行器协同制导方法
Won et al. A multi-model approach to gain-scheduling control for agile missile autopilot design
CN111985169A (zh) 一种近轴对称飞行器气动特性建模方法
CN117519257B (zh) 一种基于反步法的超声速巡航高度控制方法
CN112441253A (zh) 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析***及方法
Lorefice et al. Randomization-based control design for mini-UAVs
Anton et al. Weight functions method for stability analysis applied as design tool for Hawker 800XP aircraft
CN116611175B (zh) 一种大展弦比飞机体自由度颤振的预测方法
Wang et al. Virtual flight simulation of the basic finner projectile based on fuzz control
Schuman A Computational Study of Transonic Wall Interference for High Aspect Ratio Wind Tunnel Models at Sideslip Using Wings-Level-Yaw and Pitch-Roll Attitude Techniques
Wang et al. Longitudinal flight dynamics and control of highly flexible solar UAV
Xu et al. Modeling analysis and adaptive observer based fault diagnosis for near space vehicle
Wenyan et al. Stable and robust control design for a benchmark hypersonic aircraft model

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant