一種減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于導(dǎo)彈飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種減小外形跳變時(shí)彈體過 載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 導(dǎo)彈飛行攻角是表征導(dǎo)彈飛行狀態(tài)的一個(gè)重要參量，它的量值大小、正負(fù)號(hào)以及 正負(fù)號(hào)的變化規(guī)律，對(duì)導(dǎo)彈的飛行狀態(tài)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)有著重要作用。目前，為了達(dá)到一定 的氣動(dòng)設(shè)計(jì)指標(biāo)、為制導(dǎo)控制專業(yè)提供良好的可控飛行器氣動(dòng)外形，通常會(huì)在具體的某一 狀態(tài)點(diǎn)附近，通過變化飛行器的局部結(jié)構(gòu)外形，達(dá)到改變氣動(dòng)特性的目的。然而，氣動(dòng)外形 的跳變，會(huì)帶來較大的分離干擾（力矩干擾和力干擾），給結(jié)構(gòu)、控制等系統(tǒng)帶來不利影響， 例如：當(dāng)導(dǎo)彈飛行馬赫數(shù)跨度大、飛行空域廣，若采用單一氣動(dòng)外形，很難滿足制導(dǎo)與穩(wěn)定 專業(yè)的可控性要求，為了提高該型導(dǎo)彈的性能指標(biāo)，以某一馬赫數(shù)為區(qū)分點(diǎn)，分為兩種氣動(dòng) 外形。在氣動(dòng)外形跳變時(shí)刻，分離干擾會(huì)產(chǎn)生較大的過載。傳統(tǒng)的攻角限幅器算法是采用 固定攻角，以最大固定攻角值進(jìn)行限幅器設(shè)計(jì)，這種方法無法抑制氣動(dòng)外形跳變時(shí)產(chǎn)生的 較大過載，不能滿足控制系統(tǒng)的要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的以上缺陷或改進(jìn)需求，本發(fā)明提供了一種減小外形跳變時(shí)彈體過 載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法，方法能夠根據(jù)導(dǎo)彈飛行實(shí)時(shí)狀態(tài)確定最佳的攻角限幅幅值，避免 導(dǎo)彈飛行過程中由于氣動(dòng)外形的跳變而影響導(dǎo)彈飛行性能。
[0004] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，按照本發(fā)明，提供了一種減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角 限幅方法，所述方法通過對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，以減小氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載；其 中，對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，具體實(shí)現(xiàn)方式如下：
[0005]S1、計(jì)算導(dǎo)彈在分離前后穩(wěn)態(tài)過程中的最大攻角幅值amxl和氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo) 彈的最大攻角幅值a_2，以及導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍；
[0006]S2、在所述導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍內(nèi)，利用導(dǎo)彈飛行過程中實(shí)時(shí)的 速度，經(jīng)過線性插值得到實(shí)時(shí)的攻角限幅幅值，得到隨導(dǎo)彈飛行速度Ma變化的攻角限幅幅 值函數(shù)Qniax=f(Ma)，攻角限幅幅值a_2彡anax<anaxl;
[0007]S3、確定導(dǎo)彈升力系數(shù)CL與攻角a、側(cè)滑角P、飛行速度Ma、舵偏角&的函數(shù) 關(guān)系CL= /(?,，再利用a_=f(Ma)得到最大升力系數(shù)CLniax與攻角限幅幅值 a_、飛行速度Ma的函數(shù)關(guān)系CL_=f(a_，Ma)，其中側(cè)滑角為零，舵偏角取與最大攻角a_對(duì)應(yīng)的平衡舵偏角；
[0008]S4、獲取導(dǎo)彈參考面積s_、導(dǎo)彈質(zhì)量m、以及當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)彈飛 行動(dòng)壓q、導(dǎo)彈飛行速度V和導(dǎo)彈彈道傾角0，從而確定當(dāng)前時(shí)刻過載
[0009] 總體而言，通過本發(fā)明所構(gòu)思的以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，主要具備以下的 技術(shù)優(yōu)點(diǎn)：本發(fā)明對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行了動(dòng)態(tài)限幅，減小了氣動(dòng)外形跳變時(shí)的彈體攻角，進(jìn)而對(duì) 減小了氣動(dòng)外形跳變時(shí)的彈體過載。相比于現(xiàn)有技術(shù)，避免氣動(dòng)外形跳變時(shí)因彈體過載超 過預(yù)設(shè)值而導(dǎo)致的導(dǎo)彈失穩(wěn)。本發(fā)明方法可以在不改變導(dǎo)彈總體參數(shù)的情況下，減小氣動(dòng) 外形跳變時(shí)的彈體過載，避免導(dǎo)彈飛行過程中由于氣動(dòng)外形的跳變而影響導(dǎo)彈飛行性能， 提尚導(dǎo)彈的控制精度和性能。
【附圖說明】
[0010] 圖1為本發(fā)明減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法流程圖；
[0011] 圖2為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例中攻角限幅幅值函數(shù)曲線圖。
【具體實(shí)施方式】
[0012] 為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì) 本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并 不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個(gè)實(shí)施方式中所涉及到的技術(shù)特征只要 彼此之間未構(gòu)成沖突就可以相互組合。
[0013] 本發(fā)明提供一種減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法，方法通過對(duì)導(dǎo)彈 攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，以減氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載；其中，對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，其實(shí) 現(xiàn)方式如下：
[0014]S1、根據(jù)原始?xì)鈩?dòng)數(shù)據(jù)和系統(tǒng)穩(wěn)定性要求，計(jì)算得到導(dǎo)彈在分離前后穩(wěn)態(tài)過程中 的最大攻角幅值a_1;其中原始?xì)鈩?dòng)數(shù)據(jù)由氣動(dòng)吹風(fēng)試驗(yàn)獲得。
[0015]S2、根據(jù)氣動(dòng)外形跳變過程中的干擾力矩、干擾力數(shù)據(jù)，確定氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈 的最大攻角a_2。
[0016] 可根據(jù)氣動(dòng)外形跳變過程中的干擾力矩、干擾力數(shù)據(jù)，利用數(shù)學(xué)仿真的方式，通過 調(diào)整氣動(dòng)外形跳變時(shí)的最大攻角，確保跳變過程中彈體最大過載、彈體角速率不超過預(yù)設(shè) 值；當(dāng)跳變過程中彈體最大過載、彈體角速率達(dá)到預(yù)設(shè)值的臨界值時(shí)，輸出當(dāng)前時(shí)刻的最大 攻角a_2，即確定了氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈的最大攻角a_2。
[0017]S3、根據(jù)所述原始?xì)鈩?dòng)數(shù)據(jù)的范圍，確定導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍。
[0018]S4、在所述導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍內(nèi)，利用導(dǎo)彈飛行過程中實(shí)時(shí)的 速度，經(jīng)過線性插值得到實(shí)時(shí)的攻角限幅幅值，得到隨導(dǎo)彈飛行Ma變化的攻角限幅幅值函 數(shù)amax=f(Ma)，a_2彡anax<anaxl。為了導(dǎo)彈狀態(tài)的平穩(wěn)過渡，通常在Cinaj^a_2 之間取一個(gè)中間值a_3。
[0019]S5、確定導(dǎo)彈升力系數(shù)CL與攻角a、側(cè)滑角P、飛行速度Ma、舵偏角％的函數(shù)關(guān) 系CX=/(?，A ，利用Ctniax=f(Ma)得到最大升力系數(shù)CLniax=f(a^Ma)，其中側(cè) 滑角為零，舵偏角取與最大攻角a_對(duì)應(yīng)的平衡舵偏角；
[0020] S6、獲取導(dǎo)彈參考面積s_、導(dǎo)彈質(zhì)量m、以及當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)彈飛行動(dòng)壓q、導(dǎo)彈飛行
[0021] 以下結(jié)合一個(gè)具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明方法作進(jìn)一步說明。
[0022] (1)根據(jù)原始?xì)鈩?dòng)數(shù)據(jù)、穩(wěn)定系統(tǒng)要求等條件，得到導(dǎo)彈穩(wěn)態(tài)過程中的最大攻角幅 值a nmxl=12°;
[0023] (2)根據(jù)氣動(dòng)外形跳變過程中的干擾力矩、干擾力數(shù)據(jù)，以及導(dǎo)彈自身的穩(wěn)定性 能，確定氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈的最大攻角a_2= 6° (設(shè)氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈速度為V1 = 4Ma)；
[0024](3)為了導(dǎo)彈狀態(tài)的平穩(wěn)過渡，在a_2之間取一中間值，設(shè)為a_3= 8.4° ；
[0025](4)根據(jù)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的范圍，確定導(dǎo)彈攻角a、飛行速度Ma的變化范圍：a的變化 區(qū)間為[0~12]，Ma的變化范圍為[1~7];
[0026] (5)在以上步驟基礎(chǔ)上，可得到隨導(dǎo)彈飛行Ma變化的攻角限幅幅值函數(shù)a_ = f(Ma)，如：amaxl= 12 ，amaX2= 6 ，amaX3= 8. 4 ，V丨=4Ma，可得攻角限幅器所用攻角 曲線如圖2所不；
[0027] (6)通常，升力系數(shù)CL可表示為攻角a、側(cè)滑角P、馬赫數(shù)Ma、舵偏角冬的函數(shù)， 即/_(?，//,A紅。對(duì)于彈道導(dǎo)彈而言，側(cè)滑角產(chǎn)生的升力較小，可以近似將側(cè)滑角取 為零，而舵偏角可取配平舵偏角。設(shè)計(jì)人員可依據(jù)這一關(guān)系，找出CL隨a和Ma變化的函 數(shù)，即CL=f(a，Ma)，以表1的數(shù)據(jù)為例；
[0028] 表1隨仏、攻角a(° )變化的升力系數(shù)CL[0029]

[0030] (7)在步驟5和步驟6的基礎(chǔ)上，可得最大升力系數(shù)CL_=f(a_，Ma)，當(dāng)導(dǎo)彈速 度V= 2Ma時(shí)，amax= 12°，CLmax= 1. 1893,當(dāng)導(dǎo)彈速度V= 4Ma時(shí)，amax= 6。，CLmax = 0? 5273,當(dāng)導(dǎo)彈速度V= 6Ma時(shí)，anax= 12°，CLmx= 0? 9591 ;
限幅器下限值。通過對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，從而減小了氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載。 [0032] 本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并不用以 限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含 在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法，其特征在于，所述方法通過對(duì) 導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，以減小氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載；其中，對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限 幅，具體實(shí)現(xiàn)方式如下： 51、 計(jì)算導(dǎo)彈在分離前后穩(wěn)態(tài)過程中的最大攻角幅值amxl和氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈的 最大攻角幅值a_2，以及導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍； 52、 在所述導(dǎo)彈攻角a和飛行速度Ma的變化范圍內(nèi)，利用導(dǎo)彈飛行過程中實(shí)時(shí)的速 度，經(jīng)過線性插值得到實(shí)時(shí)的攻角限幅幅值，得到隨導(dǎo)彈飛行速度Ma變化的攻角限幅幅值 函數(shù)amax=f(Ma)，攻角限幅幅值a_2彡anax彡anaxl; 53、 確定導(dǎo)彈升力系數(shù)CL與攻角a、側(cè)滑角P、飛行速度Ma、舵偏角&的函數(shù)關(guān)系 CL= /(?./?，，再利用Cinax=f (Ma)得到最大升力系數(shù)〇^與攻角限幅幅值a_、 飛行速度Ma的函數(shù)關(guān)系CL_=f(a_，Ma)，其中側(cè)滑角為零，舵偏角取與最大攻角a_對(duì) 應(yīng)的平衡舵偏角； 54、 獲取導(dǎo)彈參考面積8_、導(dǎo)彈質(zhì)量m、以及當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)彈飛行動(dòng)壓q、導(dǎo)彈飛行速度 V和導(dǎo)彈彈道傾角0，從而確定當(dāng)前時(shí)刻過載限幅器上限值和過載限幅器下限值
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種減小外形跳變時(shí)彈體過載的動(dòng)態(tài)攻角限幅方法，通過對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，以減小氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載；其中對(duì)導(dǎo)彈攻角進(jìn)行動(dòng)態(tài)限幅，實(shí)現(xiàn)方式如下：S1、計(jì)算導(dǎo)彈在分離前后穩(wěn)態(tài)過程中的最大攻角幅值和氣動(dòng)外形跳變時(shí)導(dǎo)彈的最大攻角幅值，以及導(dǎo)彈攻角和飛行速度的變化范圍；S2、確定隨導(dǎo)彈飛行速度變化的攻角限幅幅值函數(shù)；S3、確定最大升力系數(shù)與攻角限幅幅值、飛行速度的函數(shù)關(guān)系；S4、獲取導(dǎo)彈參考面積、質(zhì)量、以及當(dāng)前時(shí)刻導(dǎo)彈飛行動(dòng)壓、飛行速度和彈道傾角，從而確定當(dāng)前時(shí)刻過載限幅器上限值和下限值。實(shí)施本發(fā)明可根據(jù)導(dǎo)彈飛行實(shí)時(shí)狀態(tài)確定最佳的攻角限幅幅值，減小氣動(dòng)外形跳變時(shí)彈體過載。
【IPC分類】G05D1/08
【公開號(hào)】CN105223962
【申請?zhí)枴緾N201510706349
【發(fā)明人】蔣金龍, 嚴(yán)祖銘, 馬新普
【申請人】湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計(jì)所
【公開日】2016年1月6日
【申請日】2015年10月27日