飞行工程力学

飞行工程力学（通用3篇）

飞行工程力学 篇1

对国内外无人飞行器, 特别是导弹的发展情况, 提出并简要讨论在导弹改装、改进、改型过程中可能遇到, 但往往容易被人们忽视或遗忘的飞行力学问题 (其中包含部分新飞行器研制中的飞行力学问题) , 而暂时不去深入探讨它们的解决方法。

1 导弹武器系统的作战效能影响分析

影响飞航导弹武器系统作战效能和效/费比的因素甚多, 不过主要表现在以下八个方面: (1) 射前生存能力:主要与载体 (发射平台) 的隐蔽性、机动性、防御能力有关, 并且受导弹射程远近的直接影响; (2) 发射成功率:主要与载体所处的环境、发射系统的结构、导弹与发射架的配合、发控设备的可靠性等有关; (3) 飞行可靠性:与导弹的飞行任务剖面、飞行性能、飞行环境、导弹系统的复杂程度和所用技术的成熟程度、设备的可靠性等密切相关; (4) 飞行安全性:以安全飞行概率 (或飞行安全度) 表示。超低空、掠海飞行的导弹存在碰地、撞山、碰障碍物、碰海浪 (击水) 以及导弹互碰的危险, 这主要与弹体特性、飞行控制系统设计 (飞行高度控制、侧向机动控制系统设计) 、飞行地理环境 (含地形、地貌、障碍物、海况、气象条件) 、航迹规划以及作战使用方式 (齐射、饱和攻击、协同攻击) 等因素有关; (5) 突防能力:突防能力主要与导弹的飞行性能, 例如导弹的机动性、飞行高度、飞行速度、导航系统组成及其精度;低可观测性能 (低RCS、低IR、低截获概率) ;任务规划技术以及软对抗能力等有关;同时还与所用战术密切相关; (6) 命中精度:在武器系统精度一定的前提下, 将取决于整个导弹系统的特性, 其中包括导弹的飞行性能、导航系统精度、制导系统精度等; (7) 战斗部、引信系统效能:与导弹的末段制导规律、弹道、精度以及战斗部类型和质量、引信的类型有关; (8) 经济性:任何一项飞行性能的提高或改进都是要付出一定代价的。因此, 需要权衡利弊, 若仅计算作战效能, 则此项可暂不考虑。

由此可知, 导弹的飞行性能与其作战效能具有密切的关系。在某些情况下, 某项飞行性能的改进对导弹作战效能具有显著的影响。例如, 降低飞行高度, 将显著地提高飞航导弹的突防能力。以“Ⅱ—15” (冥河) 反舰导弹为例, 早期“冥河”导弹采用气压式 (膜盒) 高度表, 其额定飞行高度是100m, 200m和300m;后来改用无线电高度表, 飞行高度可降低到20~30m, 使得导弹的突防能力大为增加。从目前的防空导弹技术来看, 拦截在300m上空飞行的目标并不很困难, 但要拦截20~30m超低空或者掠海飞行的目标却并非易事。又如, 采用机动多变弹道突防:跃升2俯冲机动攻击弹道、弹跳弹道、蛇行弹道等, 虽然这些改进通常对导弹及其控制系统改动并不大, 且易于实现, 但是降低导弹飞行高度和完成机动飞行需要解决许多飞行力学问题, 特别是弹道设计问题。在导弹的改装、改进、改型中, 类似的飞行力学问题还有许多。

2 导弹改装、改进、改型中的飞行力学问题

(1) 发射动力学问题。a.平台发射动力学问题。一种飞航导弹研制成功以后, 往往希望把它运用到其它的发射平台上去, 这就是所谓“一弹多用、基本型、系列化”的设计思想。例如一种岸对舰导弹研制成功后, 往往可能改型为:舰—舰导弹:需要解决海浪、舰艇航行和摇摆、方位 (侧向) 发射等对导弹飞行安全性和稳定性带来的影响;最佳发射条件选择问题;舰—地导弹:更换导引头, 末段弹道问题;舰—潜导弹:战斗部更换为鱼雷, 末段入水和水下弹道问题;空—舰导弹:需要解决发射过程中飞机与导弹的干扰 (机弹干扰) 问题, 最佳发射条件选择问题;初段下滑弹道设计问题;空—地导弹:更换导引头, 战斗部, 末段弹道问题;空—潜导弹:更换战斗部, 末段弹道问题;潜—舰导弹:佳发射条件选择问题;下弹道设计问题;弹性问题;潜—地导弹:更换导引头, 战斗部, 末段弹道问题。b.力学问题。这包括导弹总体性能问题;段的弹道问题;初始段的飞行稳定性和安全性问题;初始段的飞行控制问题。

(2) 弹道问题。弹道问题始终是导弹设计的中心问题。我们过去曾经说过, 导弹的设计, 始于弹道, 终于弹道, 一刻也离不开弹道问题。这些提法, 同样也适用于导弹的改装、改进、改型设计。实际上, 在上述发射动力学中, 已经多处提及弹道问题。这里, 再专门提出几个比较重要的弹道问题:a.突防弹道研究;b.成组弹道 (弹群) 的协同攻击弹道研究;c.经济弹道 (最优弹道) 研究;d.全向攻击弹道研究;e.最佳再入大气层弹道研究等。

(3) 增加射程 (增程) 问题。增加导弹航程:从飞行力学角度, 研究导弹增程的方法和技术措施, 如放宽静稳定度, 选择最佳飞行状态 (速度、高度与动力装置特性的最佳配合) 等;增加导弹有效射程:当导弹现有航程大于目前所用的有效射程时, 从飞行力学角度, 研究增加导弹有效射程的方法和技术措施。

(4) 末端攻击问题。对于普通的高射炮、密集阵火炮、防空导弹系统而言, 较为有效的末端突防攻击弹道模式有:a.跃升—俯冲攻击;b.多次降高攻击;c.指数降高攻击;d.蛇行机动攻击;e.成组导弹末段协同攻击等。

(5) 子弹头或子战斗部抛撒问题。采用不同的战斗部 (含非导子弹头、可导子战斗部) , 这是导弹改进、改型中经常遇到的事情, 其中飞行力学问题甚多, 例如:a.子弹头的最优抛撒条件;b.子弹头的最优抛撒弹道散布;c.子弹头逐步抛撒对母弹飞行稳定性的影响;d.子战斗部的弹道和制导规律问题等。

(6) 航迹规划问题。a.导弹同时到达 (TOA) 问题;四维 (4-D) 精确打击问题;b.成组导弹航迹规划问题:协同作战航迹规划问题;c.实时航迹规划问题;d.智能航迹规划问题;e.航迹规划结果检验问题;f.航迹规划中的航迹差异性问题;g.飞行走廊 (或航路) 规划问题:一条航路中存在着无穷多条航迹, 但是只有一条是最优的。

(7) 改变导弹飞行高度 (变高) 问题。a.安全飞行走廊;b.弹跳式 (skip) 飞行;c.连续变高 (高→低或低→高) 飞行;d.两相 (空—潜、潜—空) 飞行;e.地形跟踪;f.地形 (或障碍物) 回避。

(8) 改变导弹飞行速度 (变速) 问题。通常, 改装、改进、改型中有时可能改变导弹的飞行速度, 例如把固体火箭发动机改换为涡轮喷气发动机, 用以增加导弹射程;导弹在高度上或航向上的附加机动, 也可能引起飞行速度的改变, 等等。a.发动机改变对导弹飞行性能的影响;b.变速对导弹飞行稳定性的影响;c.飞行速度 (或马赫数) 控制问题。

(9) 改变导弹外形 (变形) 问题。导弹飞行中常有改变自身外形的情况, 这就是所谓变体导弹或变形导弹, 其中包括:a.助推器与弹体的分离;b.弹体之间的级间分离;c.有效载荷 (如鱼雷) 与弹体的分离;d.折叠弹翼的展开;e.可变后掠弹翼;f.埋入式进气道的弹出;g.随着飞行状态 (速度、高度、周围介质) 的改变, 导弹外形的自主式或智能化改变, 等等。

导弹形状的变化, 必然带来一系列空气动力学和飞行力学等问题, 如升力、阻力、飞行速度、稳定性、操纵性、机动性、敏捷性的变化;突变引起的扰动、冲击、振动, 等等。

(10) 协同作战问题。多枚导弹之间的协同作战能力 (CEC) 是战术与技术的巧妙结合, 是体系对抗的具体体现, 是未来战争的显著特点, 值得引起高度重视。协同作战的战术需要以导弹武器的技术改进作为其后盾, 因而牵引或推动导弹技术的进步。

任务规划, 协同策略 (规律) , 4-D精确打击弹道等问题都与飞行力学密切相关。这里的情况可能有:a.相同类型导弹的协同作战:成组导弹的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题;b.不同类型导弹的协同作战:不同组导弹的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题;c.不同类型武器之间的协同作战:不同类型武器 (含导弹) 的弹道规划问题, 协同制导规律问题, 作战效能问题。

结束语:综上所述, 在导弹的改装、改进、改型过程中将遇到许多飞行力学课题。凡事预则立, 不预则废。因此, 导弹飞行力学的研究不仅对于新型号研制是重要的, 而且对于现有型号的改装、改进、改型同样是重要、不可忽视的。相信, 运用计算飞行力学这一锐利武器, 上述问题是可以得到较好解决的。

参考文献

[1]关世义.充分发挥飞行力学在未来型号研制中的作用[J].战术导弹技术, 1995 (1) .

[2]关世义.计算飞行力学的产生和发展[J].航空学报, 2001.

[3]关世义.信息时代的飞行力学[J].宇航学报, 2001.

[4]冀四梅, 关世义.俄罗斯飞行力学研究的现状与发展趋势[J].宇航学报, 2003 (5) .

飞行工程力学 篇2

H∞控制理论在飞行力学中的应用

对H∞控制理论在飞行力学中的应用进行了研究.以典型战斗机的横航向飞行机动为例,介绍了将飞行控制系统设计问题转化为标准的H∞控制问题,继而进行H∞控制器设计,以提高其机动特性的.鲁棒性.采用显模型跟踪技术,飞行品质的要求包含在反映状态变量侧滑角、稳定轴角速率对指令输入响应的理想模型中,通过使理想模型输出和实际对象输出之间的加权误差最小,同时保证控制面不饱和来达到控制的目的.计算结果表明,在飞机模型气动参数存在不确定性的情况下,增广系统达到了期望的性能指标,显示出良好的鲁棒性.

作 者：范子强 方振平FAN Zi-qiang FANG Zhen-ping  作者单位：北京航空航天大学509教研室,北京,100083 刊 名：航空学报  ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA 年，卷(期)： 21(3) 分类号：V212.1 V249.122 关键词：H∞控制理论   飞行控制系统   鲁棒性  

微型飞行器动力学模型的系统辨识 篇3

微型飞行器具有体积小、重量轻、噪音小和隐蔽性好等优点,在军用、民用领域具有很高的应用价值。微型飞行器必须实现自主飞行才具有实用性,为此需要设计飞行控制系统;而如何得到准确的微型飞行器动力学数学模型是对微型飞行器进行有效控制的一个关键环节。由于微型飞行器具有低雷诺数、小展旋比等特点[1],受大气紊流和阵风影响较大,因此其动力学模型与常规飞行器也有较大差别。通过传统的理论建模方法建立微型飞行器的动力学模型需要对其动态特性、气动力学有非常深入的了解,实现起来比较困难。

系统辨识建模作为另外一种建模方法,通过输入、输出数据所提供的信息,结合理论分析得到的模型结构,来估计飞行器的动力学模型。该建模方法对辨识模型的空气动力学、飞行力学等知识要求相对较低,且易于实现,在微小型飞行器建模过程中被广泛采用[2]。

本文以南京航空航天大学研制的某固定翼微型飞行器为研究对象,通过设计辨识实验,并基于试飞获得的实验数据进行微小飞行器部分动力学模型的系统辨识。该飞行器的实物图如图1。

针对微型飞行器动力学模型的辨识,本文选择以升降舵偏角δe为控制输入,俯仰角θ为输出的传递函数作为微型飞行器纵向辨识模型;将副翼舵偏角δa为输入,滚转角ф为输出的传递函数作为横向辨识模型。

1微型飞行器模型描述

本文研究的某固定翼微型飞行器采用飞翼式布局设计,没有垂尾,其航向运动及滚转运动均通过副翼操纵完成。纵向运动主要通过升降舵及油门操纵完成。

1.1微型飞行器运动方程

机体坐标系下,微型飞行器运动方程如下:

$\{\begin{array}{l}X=m(\dot{u}+qw-rv)+mg\text{s}\text{i}\text{n}\theta \\ Y=m(\dot{v}+ru-pw)-mg\text{s}\text{i}\text{n}\phi \cos \theta \\ {\rm Z}=m(\dot{w}+pv-qu)-mg\text{c}\text{o}\text{s}\phi \cos \theta \\ L={\rm I}{}_{xx}\dot{p}-({\rm I}{}_{yy}-{\rm I}{}_{zz})qr-{\rm I}{}_{xz}(pq+\dot{r})\\ {\rm M}={\rm I}{}_{yy}\dot{q}-({\rm I}{}_{zz}-{\rm I}{}_{xx})pr+{\rm I}{}_{xz}(p{}^2-r{}^2)\\ {\rm N}={\rm I}{}_{zz}\dot{r}-({\rm I}{}_{xx}-{\rm I}{}_{yy})pq+{\rm I}{}_{xz}(qr-\dot{p})\\ r=\dot{\Psi }\cos \phi \cos \theta -\dot{\theta }\sin \phi \\ q=\dot{\theta }\cos \phi +\dot{\Psi }\sin \phi \cos \theta \\ p=\dot{\phi }-\dot{\Psi }\cos \theta \end{array}(1)$

式(1)中m是微小飞行器质量,g代表重力加速度,Ixx,Iyy,Izz是机体质量对机体坐标系各轴的惯性矩,X,Y,Z是机体坐标系下总的力。L,M,N分别为滚转、俯仰和偏航合力矩;u,v,w是质心运动速度在体轴系X,Y,Z轴上的投影,p,q,r是机体角速度在体轴系上的投影,分别为滚转角速度,俯仰角速度和偏航角速度;θ,ф,Ψ为相对地面坐标系的姿态角,分别是俯仰角、滚转角和偏航角。

1.2运动方程的解耦分组与线性化

假设微型飞行器的外形和质量分布对称于xoz平面,那么利用水平无侧滑飞行条件ф=β=0,p=q=0,将微型飞行器运动方程解耦为不依赖于横侧向状态量的纵向运动方程[4],如式(2)所示:

$\{\begin{array}{l}X=m(\dot{u}+qw)+mg\text{s}\text{i}\text{n}\theta \\ {\rm Z}=m(\dot{w}-qu)-mg\text{c}\text{o}\text{s}\phi \cos \theta \\ {\rm M}={\rm I}{}_{yy}\dot{q}\\ q=\dot{\theta }\end{array}(2)$

利用小扰动原理对纵向运动方程进行线性化[5]。选取基准运动为对称定直飞行,所有横侧向参数均为零,将纵向运动方程线性化为

$\{\begin{array}{l}\frac{d\text{Δ}\text{u}}{d\text{t}}=\text{X}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{X}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{X}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}-\text{g}\text{Δ}\text{θ}+\text{X}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{w}}{d\text{t}}=\text{Ζ}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{Ζ}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{u}\frac{d\text{Δ}\text{θ}}{d\text{t}}+\text{Ζ}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}+\text{Ζ}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{q}}{d\text{t}}=\text{Μ}{}_{\text{u}}\text{Δ}\text{u}+\text{Μ}{}_{\text{w}}\text{Δ}\text{w}+\text{Μ}{}_{\text{q}}\text{Δ}\text{q}+\text{Μ}{}_{\text{δ}{}_{\text{e}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{e}}+\text{Μ}{}_{\text{δ}{}_{\text{Τ}}}\text{Δ}\text{δ}{}_{\text{Τ}}\\ \frac{d\text{Δ}\text{θ}}{d\text{t}}=\Delta \text{q}\end{array}(3)$

式(3)中,Δδe升降舵偏角,ΔδT为油门操纵量。

将线性化后的纵向运动方程进行拉氏变换,可提取出以升降舵偏角δe为控制输入,俯仰角θ为输出的四阶传递函数模型结构如式(4)所示

$\frac{\theta (s)}{\delta e(s)}=\frac{b{}_2^{\theta }s{}^2+b{}_1^{\theta }s{}^2+b{}_0^{\theta }}{s{}^4+a{}_1^{\theta }s{}^3+a{}_2^{\theta }s{}^2+a{}_3^{\theta }s+a{}_4^{\theta }}(4)$

运用同样的分析方法可得到横向通道以副翼舵偏角δa为输入,滚转角ф为输出的四阶传递函数模型结构如式(5)所示

$\frac{\phi (s)}{\delta a(s)}=\frac{b{}_3^{\phi }s{}^3+b{}_2^{\phi }s{}^2+b{}_1^{\phi }s{}^2+b{}_0^{\phi }}{s{}^4+a{}_1^{\phi }s{}^3+a{}_2^{\phi }s{}^2+a{}_3^{\phi }s+a{}_4^{\phi }}(5)$

2微型飞行器辨识实验设计

2.1输入信号设计

正弦形式的信号实现简单,能够充分激发飞行器的响应[5],是比较理想的飞行器辨识输入信号。

本文中选择输入信号,即舵面偏转角最大幅值为20°,既能保证充分激发微型飞行器的各个模态,又避免了因舵面偏角过大引起的飞行不稳定。

2.2采样周期及采样长度的选择

采样周期的选择应遵循香农采样定理,如式(6)所示。

式(6)中,T0 为采样周期,fmax 为系统主要工作频带内的最高频率。

采样时间至少应为被辨识系统主要时间常数的10倍以上,即

式(7)中N为采样数据长度,Ta为被辨识系统的主要时间常数。

由初步试飞实验知,微型飞行器的主要工作频率范围为3 Hz～4 Hz左右,通过估算系统的主要时间常数在0.2 s～0.5 s之间。根据系统辨识的原则,采样周期应小于0.1 s,采样时间至少为5 s。本辨识实验选取采样周期为0.08 s, 采样时间为16 s。

2.3数据预处理

由于微型飞行器本身及飞行条件的复杂性,采集的飞行数据中不可避免地存在数据野值,曲线波动等误差。

本文采用多项式滑动拟合方法进行野值的识别与剔除。对于数据曲线波动,采用七点二阶中心插值平滑算法进行平滑处理。

经过数据预处理后的微型飞行器纵横向输入、输出原始数据分别如图1、图2所示。

由图看出,纵向包含了低头、抬头、水平前飞状态,横向包含了滚转角恒定及滚转过渡状态。可见,输入信号激发了微型飞行器纵、横向的各个飞行状态,满足模型辨识的要求。

3模型辨识及模型验证

3.1模型辨识

本文将式(4)和式(5)给出的四阶传递函数作为微型飞行器纵向及横向的辨识模型结构。

由于系统辨识利用的是离散数据,因此将传递函数模型进行模型转换[5],得到离散化的传递函数模型。由于模型的分母为4阶,故选取4阶OE模型(Output-error Model)作为待辨识模型,辨识方法选择应用最为广泛的最小二乘法。

基于图1,图2所示实验数据,辨识得到微型飞行器纵、横向离散传递函数模型如下:

$\begin{array}{l}\frac{\theta (z)}{\delta e(z)}=\frac{1.926z{}^2-1.935z}{z{}^4-1.174z{}^3+0.093z{}^2+0.229z-0.149}(6)\\ \frac{\phi (z)}{\delta a(z)}=\frac{0.646z{}^3-1.281z{}^2+0.645z}{z{}^4-2.427z{}^3+1.669z{}^2-0.03z-0.206}(7)\end{array}$

3.2模型验证

本文采用交叉验证法对辨识模型进行验证[6]。微型飞行器纵向及横向辨识输出曲线与实测输出曲线分别如图3,图4所示。

由图3,图4可以看出,辨识输出曲线与实测输出曲线的变化趋势基本一致,总体吻合程度较高。证明辨识模型较好地反映了微型飞行器纵向及横侧向的动力学特性。

4结束语

通过以上研究,可得出以下结论:首先模型的验证表明本文辨识出的模型较好地反映了微型飞行器纵向及横向的动力学特性,精度较高;其次,辨识得到的纵向及横向传递函数均具有正极点,说明该微型飞行器纵向及横向均静不稳定。

参考文献

[1]周新春,昂海松.微型飞行器研究进展与关键技术.传感器与微系统,2008;27(6):1—4

[2]吴建德.基于频域辨识的微小型无人直升机的建模与控制研究.杭州:浙江大学博士学位论文,2007

[3]曹美文.基于DSP的MAV控制律设计与工程实现.南京:南京航空航天大学硕士学位论文,2006

[4]Lei Xusheng,Du Yuhu.A linear domain system identification for the small unmanned aerial rotorcraft based on the adaptive genetic algo-rithm.Journal of Bionic Engineering,2010;7(2):142—149

[5]陈皓生,陈大融.悬停状态下微型直升机航向模型的系统辨识.清华大学学报,2003;43(2):184—187