CN110928325B - 一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法 - Google Patents

Abstract

一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。

Description

一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法

技术领域

本发明涉及一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，属于飞行器总体设计技术领域。

背景技术

飞行器高空主动段面临高度高、密度小导致飞行动压小、气动控制能力不足的特点。因此，设计配置一种姿控动力系统，以实现气动控制能力不足下姿态稳定控制。主动段飞行姿控动力系统为了实现飞行器的姿态控制，就必须克服主动段发动机推力线偏斜及推力线横移、质心偏差带来的结构干扰，并克服气动干扰力矩。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。通过姿控动力控制能力分析方法，能够实现姿控动力系统的合理配置，姿控动力系统控制能力能够克服干扰力矩，满足不同飞行任务操纵性需求。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤：

S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；

S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；

S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；

S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；

S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。

优选的，所述主动段干扰力矩模型包括发动机推力线横移干扰力矩、发动机推力线偏斜干扰力矩、质心横移干扰力矩、气动干扰力矩。

优选的，所述发动机推力线横移干扰力矩为：

M_rx1＝0

M_ry1＝F_p·z_p

M_rz1＝-F_p·y_p

式中，F_p为发动机推力，y_p、z_p分别为发动机推力线在y方向和z方向横移量，M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩。

优选的，所述发动机推力线偏斜干扰力矩为：

M_rx2＝-F_ry2·z_p

M_ry2＝F_rz2·(L_p-X_c)

M_rz2＝-F_rx2·(L_p-X_c)

式中，F_rx2、F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；L_p为发动机尾端面距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离；z_p为发动机推力线在z方向横移量。

优选的，所述质心横移干扰力矩为：

M_rx3＝-F_ry2·Δz_c+F_rz2·Δy_c

M_ry3＝F_p·Δz_c

M_rz3＝-F_p·Δy_c

式中，M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；Δz_c、Δy_c分别为质心在z方向、y方向的质心偏差；F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在y方向、z方向产生的干扰力。

优选的，所述气动干扰力矩为：

M_rx4＝qslC_mx

M_ry4＝qslC_my

M_rz4＝qslC_mz

式中，q、s、l分别为动压、参考面积、参考长度；C_mx、C_my、C_mz分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩。

优选的，所述姿控动力的控制力矩为：

M_xpg＝k_xF_pgL_gz

M_ypg＝k_yF_pgcos(θ_pg)(L_pg-X_c)

M_zpg＝k_zF_pgsin(θ_pg)(L_pg-X_c)

式中，L_pg为姿控动力推力作用点距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离，F_pg为姿控动力推力大小，L_gz为单个滚转力臂大小，θ_pg为喷管安装角度与z轴夹角；k_x、k_y、k_z均为控制系数；M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩。

优选的，S3中，姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩具体为：

M_xpg≥|M_rx1|+|M_rx2|+|M_rx3|+|M_rx4|

M_ypg≥|M_ry1|+|M_ry2|+|M_ry3|+|M_ry4|

M_zpg≥|M_rz1|+|M_rz2|+|M_rz3|+|M_rz4|

式中，M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩。

优选的，S4中姿控动力的控制力矩满足操纵性要求具体为：

式中，M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；J_x,J_y,J_z分别为x方向、y方向、z方向的转动惯量；ω_{x max}、ω_{x min}分别为x方向预设的最大角速度、x方向预设的最小角速度；ω_{y max}、ω_{y min}分别为y方向预设的最大角速度、y方向预设的最小角速度；ω_{z max}、ω_{z min}分别为z方向预设的最大角速度、z方向预设的最小角速度。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法的步骤。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明方法中建立了主动段发动机推力线横移干扰力矩、发动力推力线偏斜干扰力矩、质心横移干扰力矩、气动干扰力矩模型，更加全面的确定了飞行器干扰力矩大小；

(2)本发明方法中推力线偏斜干扰力矩，考虑了发动机推力线偏斜角度与发动机推力在弹体平面投影角度的影响，模型更加全面合理；

(3)本发明方法中采用了干扰力矩代数绝对值相加的评价方法，对最大干扰力矩进行了包络，提高了评价的准确性；

(4)本发明方法中姿控动力控制能力考虑了操纵性要求，可以避免姿控动力力矩过大或者过小，姿控动力配置更加合理；

(5)本发明方法中姿控动力控制力矩考虑了单喷管及双喷管控制力矩，其中控制力矩系数与发动机推力线偏斜干扰力矩建立了联系，控制力矩评价更加合理；

(6)本发明方法，能充分考虑主动段飞行器干扰力矩及控制力矩大小，有利于合理配置姿控动力大小并满足稳定性及操纵性要求，实现飞行器稳定控制。

附图说明

图1为本发明的步骤流程图；

图2为本发明发动机推力在弹体yoz平面的投影分量与z轴的夹角示意图；

图3为本发明姿控动力推力示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

实施例1：

一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，如图1所示，包括如下步骤：

S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩。所述主动段干扰力矩模型包括发动机推力线横移干扰力矩、发动机推力线偏斜干扰力矩、质心横移干扰力矩、气动干扰力矩。

所述发动机推力线横移干扰力矩为：

M_rx1＝0

M_ry1＝F_p·z_p

M_rz1＝-F_p·y_p

式中，F_p为发动机推力，y_p、z_p分别为发动机推力线在y方向和z方向横移量，M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩。

所述发动机推力线偏斜干扰力矩为：

M_rx２＝-F_ry２·z_p

M_ry2＝F_rz2·(L_p-X_c)

M_rz２＝-F_rx2·(L_p-X_c)

式中，F_rx2、F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；L_p为发动机尾端面距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离；z_p为发动机推力线在z方向横移量。

所述质心横移干扰力矩为：

M_rx3＝-F_ry2·Δz_c+F_rz2·Δy_c

M_ry3＝F_p·Δz_c

M_rz3＝-F_p·Δy_c

式中，M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；Δz_c、Δy_c分别为质心在z方向、y方向的质心偏差；F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在y方向、z方向产生的干扰力。

所述气动干扰力矩为：

M_rx4＝qslC_mx

M_ry4＝qslC_my

M_rz4＝qslC_mz

式中，q、s、l分别为动压、参考面积、参考长度；C_mx、C_my、C_mz分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩。

S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩。

所述姿控动力的控制力矩为：

M_xpg＝k_xF_pgL_gz

M_ypg＝k_yF_pgcos(θ_pg)(L_pg-X_c)

M_zpg＝k_zF_pgsin(θ_pg)(L_pg-X_c)

式中，L_pg为姿控动力推力作用点距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离，F_pg为姿控动力推力大小，L_gz为单个滚转力臂大小，θ_pg为喷管安装角度与z轴夹角；k_x、k_y、k_z均为控制系数；M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩。

S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足。

姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩具体为：

M_xpg≥|M_rx1|+|M_rx2|+|M_rx3|+|M_rx4|

M_ypg≥|M_ry1|+|M_ry2|+|M_ry3|+|M_ry4|

M_zpg≥|M_rz1|+|M_rz2|+|M_rz3|+|M_rz4|

式中，M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩。

S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足。

S4中姿控动力的控制力矩满足操纵性要求具体为：

式中，M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；J_x,J_y,J_z分别为x方向、y方向、z方向的转动惯量；ω_{x max}、ω_{x min}分别为x方向预设的最大角速度、x方向预设的最小角速度；ω_{y max}、ω_{y min}分别为y方向预设的最大角速度、y方向预设的最小角速度；ω_{z max}、ω_{z min}分别为z方向预设的最大角速度、z方向预设的最小角速度。

S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。

实施例2：

一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，包括如下步骤

步骤1：建立主动段干扰力矩模型

主动段干扰力矩包括发动机推力线横移、发动机推力线偏斜、质心横移、气动引起的干扰力矩：

(1)发动机推力线横移干扰力矩

式中，F_p为发动机推力，y_p、z_p分别为发动机推力线在y方向和z方向横移量，M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩。F_rx1、F_ry1、F_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力。

x方向、y方向、z方向分别代表弹体坐标系x方向、y方向、z方向，其中弹体坐标系定义：原点为弹体质心o；ox轴沿弹体纵轴并指向弹(箭)头部；oy轴在导弹的纵对称面内垂直ox轴，其指向按水平发射状态时，指向上为正；oz轴按右手规则确定。

(2)发动机推力线偏斜干扰力矩

F_rx2＝F_p·cos(η_p)-F_p F_ry2＝F_p·sin(η_p)·sin(θ_{p_yz})F_rz2＝F_p·sin(η_p)·cos(θ_{p_yz})

M_rx2＝-F_ry2·z_p M_ry2＝F_rz2·(L_p-X_c)M_rz2＝-F_ry2·(L_p-X_c)

式中，F_rx2、F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；L_p为发动机尾端面距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离；z_p为发动机推力线在z方向横移量。

η_p为偏斜角；θ_{p_yz}为发动机推力在弹体yoz平面的投影分量与z轴的夹角，具体如图2所示。

(3)质心横移干扰力矩

F_rx3＝0 F_ry3＝0 F_rz3＝0

M_rx3＝-F_ry2·Δz_c+F_rz2·Δy_c M_ry3＝F_p·Δz_c M_rz3＝-F_p·Δy_c

式中，M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；Δz_c、Δy_c分别为质心在z方向、y方向的质心偏差；F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在y方向、z方向产生的干扰力。F_rx3、F_ry3、F_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力。

(4)气动干扰力矩

M_rx4＝qslC_mx M_ry4＝qslC_my M_rz4＝qslC_mz

式中，q、s、l分别为动压、参考面积、参考长度；C_mx、C_my、C_mz分别为x方向、y方向、z方向力矩系数；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩。

步骤2：建立主动段控制力矩模型

姿控动力需要克服主动段发动机推力线偏斜及推力线横移、质心偏差带来的结构干扰，并克服气动干扰力矩。

姿控动力产生控制力矩：

M_xpg＝k_xF_pgL_gz

M_ypg＝k_yF_pgcos(θ_pg)(L_pg-X_c)

M_zpg＝k_zF_pgsin(θ_pg)(L_pg-X_c)

式中，L_pg为姿控动力推力作用点距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离，F_pg为姿控动力推力大小，L_gz为单个滚转力臂大小，θ_pg为喷管安装角度与z轴夹角；k_x、k_y、k_z均为控制系数；M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩。

以典型叉字形布局四喷管为例，如图3所示，控制系数与发动机推力在弹体yoz平面的投影分量与z轴的夹角θ_{p_yz}具有一定的关系，θ_{p_yz}仅影响y方向、z方向力矩，当单喷管控制时，y方向、z方向均需要控制力矩，此时k_x＝k_y＝k_z＝1，θ_{p_yz}为45°、135°、225°或者315°，即考虑

当双喷管控制时，控制力矩单独控制y方向或者z方向，此时k_x＝k_y＝k_z＝2，θ_{p_yz}为0°、90°、180°或者270°，即考虑最大值|sin(θ_{p_yz})|＝1，|cos(θ_{p_yz})|＝1。

步骤3：控制力矩满足稳定性要求

姿控动力需要克服主动段发动机推力线偏斜及推力线横移、质心偏差带来的干扰，并克服气动干扰力矩：

M_xpg≥|M_rx1|+|M_rx2|+|M_rx3|+|M_rx4|

M_ypg≥|M_ry1|+|M_ry2|+|M_ry3|+|M_ry4|

M_zpg≥|M_rz1|+|M_rz2|+|M_rz3|+|M_rz4|

步骤4：控制力矩满足操纵性要求

姿控动力能力大小必须满足操纵性要求，当能力太小导致机动性不满足指标要求，当能力太大，单次喷管开启最小时间会导致姿态变化过大，当需求较小的控制精度时，极易导致喷管的频繁开启。

式中，M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；J_x,J_y,J_z分别为x方向、y方向、z方向的转动惯量；ω_{x max}、ω_{x min}分别为x方向预设的最大角速度、x方向预设的最小角速度；ω_{y max}、ω_{y min}分别为y方向预设的最大角速度、y方向预设的最小角速度；ω_{z max}、ω_{z min}分别为z方向预设的最大角速度、z方向预设的最小角速度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种适用于主动段的姿控动力控制能力分析方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、建立主动段干扰力矩模型，获得主动段的干扰力矩；所述主动段干扰力矩模型包括发动机推力线横移干扰力矩、发动机推力线偏斜干扰力矩、质心横移干扰力矩、气动干扰力矩；

S2、建立主动段控制力矩模型，获得姿控动力的控制力矩；姿控动力的控制力矩为：

M_xpg＝k_xF_pgL_gz

M_ypg＝k_yF_pgcos(θ_pg)(L_pg-X_c)

M_zpg＝k_zF_pgsin(θ_pg)(L_pg-X_c)

式中，L_pg为姿控动力推力作用点距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离，F_pg为姿控动力推力大小，L_gz为单个滚转力臂大小，θ_pg为喷管安装角度与z轴夹角；k_x、k_y、k_z均为控制系数；M_xpg、M_ypg、M_zpg分别为x方向、y方向、z方向的控制力矩；

S3、如果姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩，转入S4；否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；

S4、如果姿控动力的控制力矩满足操纵性要求，转入S5，否则判定主动段的姿控动力控制能力不足；

S5、主动段的姿控动力控制能力分析结束；

S3中姿控动力的控制力矩大于主动段的干扰力矩具体为：

M_xpg≥|M_rx1|+|M_rx2|+|M_rx3|+|M_rx4|

M_ypg≥|M_ry1|+|M_ry2|+|M_ry3|+|M_ry4|

M_zpg≥|M_rz1|+|M_rz2|+|M_rz3|+|M_rz4|

式中，M_rx1、M_ry1、M_rz1分别为发动机推力线横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx2、M_ry2、M_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx3、M_ry3、M_rz3分别为质心横移在x方向、y方向、z方向产生的干扰力矩；M_rx4、M_ry4、M_rz4分别为x方向、y方向、z方向的气动干扰力矩；

S4中姿控动力的控制力矩满足操纵性要求具体为：

式中，J_x,J_y,J_z分别为x方向、y方向、z方向的转动惯量；ω_xmax、ω_xmin分别为x方向预设的最大角速度、x方向预设的最小角速度；ω_ymax、ω_ymin分别为y方向预设的最大角速度、y方向预设的最小角速度；ω_zmax、ω_zmin分别为z方向预设的最大角速度、z方向预设的最小角速度；

所述发动机推力线横移干扰力矩为：

M_rx1＝0

M_ry1＝F_p·z_p

M_rz1＝-F_p·y_p

式中，F_p为发动机推力，y_p、z_p分别为发动机推力线在y方向和z方向横移量；

所述发动机推力线偏斜干扰力矩为：

M_rx2＝-F_ry2·z_p

M_ry2＝F_rz2·(L_p-X_c)

M_rz2＝-F_rx2·(L_p-X_c)

式中，F_rx2、F_ry2、F_rz2分别为发动机偏斜在x方向、y方向、z方向产生的干扰力；L_p为发动机尾端面距弹体理论顶点的距离，X_c为导弹质心距理论顶点的距离；z_p为发动机推力线在z方向横移量；

所述质心横移干扰力矩为：

M_rx3＝-F_ry2·Δz_c+F_rz2·Δy_c

M_ry3＝F_p·Δz_c

M_rz3＝-F_p·Δy_c

式中，Δz_c、Δy_c分别为质心在z方向、y方向的质心偏差；

所述气动干扰力矩为：

M_rx4＝qslC_mx

M_ry4＝qslC_my

M_rz4＝qslC_mz

式中，q、s、l分别为动压、参考面积、参考长度；C_mx、C_my、C_mz分别为滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数。

2.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1所述方法的步骤。

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