本發(fā)明涉及飛行器導(dǎo)航制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法。

背景技術(shù)：

高速再入飛行器在再入大氣層時(shí)，獲得準(zhǔn)確的攻角、側(cè)滑角和動(dòng)壓等飛行參數(shù)對(duì)于控制穩(wěn)定具有至關(guān)重要的作用。傳統(tǒng)的外伸式空速管和攻角/側(cè)滑角傳感系統(tǒng)在高速狀態(tài)下會(huì)引發(fā)一系列結(jié)構(gòu)和防熱問題，且無法適用于大攻角飛行狀態(tài)。針對(duì)上述問題，發(fā)展出了FADS系統(tǒng)，而FADS沒有非探出的設(shè)備，通過測(cè)壓孔獲得飛行器表面的壓力。因此，需要解決FADS測(cè)量壓力與攻角、側(cè)滑角、空速和動(dòng)壓等飛行參數(shù)的解算問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

(一)要解決的技術(shù)問題

本發(fā)明的目的是提供一種基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法，解決FADS測(cè)量壓力與攻角、側(cè)滑角、空速、動(dòng)壓等飛行參數(shù)的解算問題。

(二)技術(shù)方案

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法，該方法具體包括如下步驟：

根據(jù)導(dǎo)航計(jì)算獲得導(dǎo)航參數(shù)，所述導(dǎo)航參數(shù)包括攻角α、側(cè)滑角β、馬赫數(shù)Ma、舵偏δ；

根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算獲得氣動(dòng)力系數(shù)C_x、C_y、C_z和氣動(dòng)力矩系數(shù)C_mx、C_my、C_mz；

根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)和所述氣動(dòng)力系數(shù)計(jì)算預(yù)示飛行器的視加速度 a，其中飛行器的視加速度a在本體坐標(biāo)系的投影表示為：

其中，f_Cx、f_Cy、f_Cz分別為氣動(dòng)力系數(shù)C_x、C_y、C_z根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)α、β、Ma、δ獲得的插值或擬合函數(shù)，q為飛行器動(dòng)壓，S為飛行器參考面積，m為飛行器質(zhì)量；

根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)和所述氣動(dòng)力矩系數(shù)計(jì)算預(yù)示飛行器的角加速度其中飛行器的角加速度在本體坐標(biāo)系的投影表示為：

其中，L為飛行器參考長(zhǎng)度，ω_x、ω_y、ω_z分別為飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)角速度在本體坐標(biāo)系的投影，c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉分別為9個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量系數(shù)；

設(shè)定飛行器FADS系統(tǒng)中有n個(gè)測(cè)壓孔，根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算各個(gè)測(cè)壓孔壓力系數(shù)：

C_pi＝f_pi(α,β,Ma)+K_α·α+K_Ma·Mα+K₀

其中，C_pi為飛行器第i個(gè)測(cè)壓孔的壓力系數(shù)，f_pi(α,β,Ma)為C_pi隨攻角α、側(cè)滑角β和馬赫數(shù)Mα的變化函數(shù)，K_α·α+K_Ma·Mα+K₀表示對(duì)C_pi的修正，K_α、K_Ma、K₀為風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)修正常數(shù)；

根據(jù)測(cè)壓孔壓力系數(shù)計(jì)算各個(gè)測(cè)壓孔預(yù)示壓力：

P_i＝P_s+qC_pi，i＝1,2,...n

其中，P_i為飛行器第i個(gè)測(cè)壓孔的預(yù)示壓力，P_s為飛行器靜壓。

(三)有益效果

本發(fā)明的上述技術(shù)方案具有如下優(yōu)點(diǎn)：

本發(fā)明提供的基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法，基于飛行器動(dòng)力學(xué)模型，通過數(shù)據(jù)插值或擬合方式計(jì)算氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)視加速度和角加速度的預(yù)示，同時(shí)根據(jù)飛行導(dǎo)航參數(shù)，實(shí)時(shí)預(yù)示飛行器各個(gè)測(cè)壓孔的壓力，為飛行器慣性測(cè)量裝置和FADS壓力測(cè)量值提供了預(yù)示參考，有助于FADS大氣參數(shù)解算。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法的流程圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是本發(fā)明的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

為方便后續(xù)描述，定義本體坐標(biāo)系O_b-X_bY_bZ_b的坐標(biāo)原點(diǎn)O_b位于飛行器質(zhì)心，O_bX_b與飛行器縱軸重合，指向頭部，O_bY_b在飛行器縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于O_bX_b，向上為正，O_bZ_b按右手定則確定。

如圖1所示，本發(fā)明實(shí)施例提供的基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法，該方法具體包括如下步驟：

1、根據(jù)導(dǎo)航計(jì)算獲得導(dǎo)航參數(shù)，所述導(dǎo)航參數(shù)包括攻角α、側(cè)滑角β、馬赫數(shù)Ma、舵偏δ。

2、根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算獲得氣動(dòng)力系數(shù)C_x、C_y、C_z和氣動(dòng)力矩系數(shù)C_mx、C_my、C_mz，其中氣動(dòng)力系數(shù)C_x、C_y、C_z可以根據(jù)飛行時(shí)導(dǎo)航獲得的攻角α、側(cè)滑角β、馬赫數(shù)Ma、舵偏δ等信息插值氣動(dòng)力系數(shù) 表或者擬合得到。

3、計(jì)算預(yù)示飛行器的視加速度

對(duì)于無動(dòng)力再入大氣的飛行器，在再入過程中，除地球引力外，只受到氣動(dòng)力R的作用。氣動(dòng)力R在本體坐標(biāo)系下的分量為：

則飛行器的視加速度a在本體坐標(biāo)系的投影可表示為：

其中，f_Cx、f_Cy、f_Cz分別為氣動(dòng)力系數(shù)C_x、C_y、C_z根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)α、β、Ma、δ獲得的插值或擬合函數(shù)；為飛行器動(dòng)壓，ρ為大氣密度，V為飛行器導(dǎo)航獲得的瞬時(shí)速度；S為飛行器參考面積,m為飛行器質(zhì)量。

4、計(jì)算預(yù)示飛行器的角加速度

根據(jù)剛體動(dòng)力學(xué)方程可知，飛行器的繞心運(yùn)動(dòng)方程可表示為：

其中，飛行器動(dòng)量矩H＝I·ω，I為飛行器的慣性張量，ω為飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，表示動(dòng)量矩對(duì)時(shí)間t求導(dǎo)，表示慣性張量隨時(shí)間t的變化率，表示角速度隨時(shí)間t的變化率，也即角加速度，M為飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)力矩。

由于再入飛行器只受氣動(dòng)力矩作用，將飛行器所受轉(zhuǎn)動(dòng)力矩M投 影至本體坐標(biāo)系，可表示為：

其中，M_x、M_y、M_z分別為轉(zhuǎn)動(dòng)力矩M在本體坐標(biāo)系的投影，f_Cmx、f_Cmy、f_Cmz分別為氣動(dòng)力矩系數(shù)C_mx、C_my、C_mz根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)α、β、Ma、δ獲得的插值或擬合函數(shù)，L為飛行器參考長(zhǎng)度。

忽略慣性張量的變化率由于飛行器相對(duì)于本體坐標(biāo)系的O-xy平面具有面對(duì)稱特性，僅考慮I_xy項(xiàng)慣性積，結(jié)合繞心運(yùn)動(dòng)方程，角加速度在本體坐標(biāo)系的投影可表示為：

其中，ω_x、ω_y、ω_z分別為飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)角速度在本體坐標(biāo)系的投影，c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉分別為9個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量系數(shù)，各轉(zhuǎn)動(dòng)慣量系數(shù)c₁至c₉可表示為：

其中，I_x、I_y、I_z分別表示飛行器對(duì)本體坐標(biāo)系x、y、z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，I_xy為飛行器的慣性積。

5、根據(jù)所述導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算各測(cè)壓孔壓力系數(shù)

對(duì)FADS系統(tǒng)而言，在飛行器表面設(shè)置多個(gè)測(cè)壓孔，通過壓力測(cè)量 裝置實(shí)時(shí)測(cè)量各測(cè)壓孔的壓力。設(shè)定飛行器FADS系統(tǒng)中有n個(gè)測(cè)壓孔，飛行器第i個(gè)測(cè)壓孔的壓力系數(shù)C_pi為：

C_pi＝f_pi(α,β,Ma)+K_α·α+K_Ma·Mα+K₀

其中，f_pi(α,β,Ma)為C_pi隨攻角α、側(cè)滑角β和馬赫數(shù)Mα的變化函數(shù)，K_α·α+K_Ma·Mα+K₀表示對(duì)C_pi的修正，K_α、K_Ma、K₀為風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)修正常數(shù)。

6、根據(jù)所述的測(cè)壓孔壓力系數(shù)計(jì)算各測(cè)壓孔預(yù)示壓力

飛行器第i個(gè)測(cè)壓孔的預(yù)示壓力P_i為：

P_i＝P_s+qC_pi，i＝1,2,...n

其中，P_s為飛行器靜壓，可通過標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)表按飛行高度插值獲得。

綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例所述的基于動(dòng)力學(xué)方程的飛行器慣性參數(shù)和測(cè)壓孔壓力預(yù)示方法，基于飛行器動(dòng)力學(xué)模型，通過數(shù)據(jù)插值或擬合方式計(jì)算氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)視加速度和角加速度的預(yù)示，同時(shí)根據(jù)飛行導(dǎo)航參數(shù)，實(shí)時(shí)預(yù)示飛行器各個(gè)測(cè)壓孔的壓力，為飛行器慣性測(cè)量裝置和FADS壓力測(cè)量值提供了預(yù)示參考，有助于FADS大氣參數(shù)解算。

最后應(yīng)說明的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。