一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法

技术领域

本发明属于计算流体力学、飞行动力学和控制技术领域，具体涉及一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法。

背景技术

敏捷性和过失速机动能力是高机动飞行器所具备的重要特性，近年来随着航空科学技术的快速发展，以美国的F-22，中国的歼20为代表的第五代战斗机在作战性能和机动性能等方面得到了大大提升，先进空空导弹如美国的AIM-120，俄罗斯的K-77M和我国的PL-15等已具备快速转弯、全方位精确打击的机动能力，较好的机动能力能够帮助战斗机在作战时占据主动位置，增强作战能力。随着制空权在现代战争中的重要性日益凸显，对飞行器的敏捷性和机动性有了更高的要求，如新一代战斗机过失速机动能力已成为必备要求，而未来的无人作战飞机由于取消了对人的生理过载限制，其机动性和敏捷性比现在的载人战斗机要高得多，新一代的空空导弹的作战性能要求也随之提高，应具备全方位立体攻击能力，此外，新型空天飞行器要求具有较高的机动能力，能在临近空间进行大范围的高超声速机动飞行。

与此同时，飞行器在高速、大迎角和超机动条件下飞行时，其复杂的非定常流动及近场涡系干扰行为容易引发飞行器气动、运动、控制等多学科的非线性耦合现象，严重威胁飞行安全，且进一步增大了控制系统的设计难度。传统的控制系统设计是采用“试飞和改进”的迭代模式，首先基于线性小扰动假设，对非定常空气动力学问题和刚体动力学问题进行解耦，通过风洞获取飞行器的静、动态试验数据，建立气动数据库，通过参数辨识建立相应的气动力模型，进而基于气动力模型完成控制系统的设计，最后在飞行器试飞过程中对控制系统进行改进和优化。整个设计迭代过程的完成耗资大且周期长，并且由于没有考虑非定常气动特性和多学科交叉耦合问题，会在控制系统的设计过程中为了保证飞行安全人为限定可控的安全范围，导致飞行性能的降低。另外，飞行器研制性能要求的提高和新技术的应用也使得飞行试验面临越来越高的技术与安全风险。因此，在飞行器设计阶段运用多学科仿真方法开展综合的设计、验证和优化尤为重要。

发明内容

本发明提供了一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法，该方法运用发展相对成熟的CFD数值技术对飞行器姿态控制律展开设计，实现简便且计算效率较高，不仅能够获得贴近真实飞行器系统的控制参数，还能观察到飞行器在控制律作用下的气动和运动参数以及流场状态变化，进而为飞行器的控制律设计和改进提供参考，有利于缩短飞行试验周期和降低成本，具有重要的工程价值。

为实现以上目的，本发明采用以下技术方案：

一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法，包括以下步骤：

S10、根据工程对象模型的几何外形对其进行网格划分；

S20、运用CFD技术求解模型在不同姿态角(俯仰角、偏航角和滚转角)和舵偏角(升降舵偏转角、副翼偏转角和方向舵偏转角)下的气动力和力矩系数，并计算初始配平状态下的静稳定性导数和动稳定性导数；

S30、根据步骤S20所得基准状态下的静、动稳定性导数，获得飞行器纵向或横侧向运动舵偏角和姿态角之间的传递函数；

S40、针对飞行器运动舵偏角和姿态角的传递函数，设计姿态运动控制器并设定控制目标，通过控制系统仿真获得满足设计要求的控制参数，作为初始控制参数；

S50、运用CFD与控制系统耦合仿真技术对控制参数进行验证，获得飞行器姿态角和舵偏角随时间变化的曲线，以及非定常的气动力、力矩和流场特征的变化情况；

S60、判断飞行器姿态角和舵偏角随时间变化曲线是否满足设计要求，是则获得达到设计目标的控制参数并结束，否则执行步骤S70；

S70、对飞行器姿态角随舵偏角变化的响应曲线进行系统辨识，获得修正后的传递函数并得到相应的控制参数，继续执行步骤S50，直到满足设计要求。

以上所述步骤中，步骤S20具体为：在连续介质假设下，基于质量、动量和能量守恒定律，建立直角坐标系下三维雷诺平均N-S方程如下：

其中Q为守恒变量，F(Q)和F

根据要求的初始姿态角，采用多项式曲线拟合的方式获取配平舵偏角，多项式函数如下：

y＝ax+b (2)

再由上述CFD求解技术计算得到配平状态下的气动力、力矩和静稳定性导数；

动稳定性导数通过使飞行器分别做滚转、俯仰和偏航方向的强迫振荡运动获得，以俯仰运动为例，强迫俯仰运动方程如下：

其中，α和θ分别表示迎角和俯仰角，α

飞行器做小幅强迫俯仰振荡运动时，俯仰力矩系数C

其中C

简化处理强迫俯仰运动方程，可得：

其中减缩频率k＝ωc/(2V)，c为飞行器特征长度，V为飞行速度将式(5)代入式(4)中并略去高阶项可得：

通过上述CFD技术迭代求解得到飞行器做强迫振荡运动时的气动力矩随时间变化曲线，采用傅里叶级数y＝A+Bsin(ωt)+Ccos(ωt)拟合该曲线，可求出A、B、C，从而得到俯仰组合动导数：

飞行器的沉浮运动可以表示为：

z(t)＝z

其中，z

根据气动导数的概念，飞行器在做小振幅沉浮振荡时，其气动力可以表示为：

而在沉浮运动过程中迎角的变化可以表示为：

将上式代入式(9)中并略去高阶项可得：

采用与组合动导数相同的辨识方法可得到洗流时差动导数

步骤S30具体为：由步骤S20所得配平状态下的静、动导数可以得到纵向和横侧向运动舵偏角与姿态角之间的传递函数，升降舵偏转角δ

其中

上述式中，ρ表示空气密度，V为飞行速度，Q为动压，S和c分别为飞行器的机翼参考面积和平均几何弦长，m为飞行器的质量，I

横侧向运动副翼偏转角δ

式中各参数表示如下：

其中，

式中

上述式中，I

步骤S40具体为：设计姿态运动控制器并限制舵偏角的偏转速率和范围，例如控制器为PID控制器，通过调节PID参数k

步骤S50具体为：采用CFD耦合控制的仿真技术完成飞行器受控制条件下的气动力参数和运动状态的仿真模拟，也就是，运用上述CFD求解技术得到的每一时间步的流场气动力和力矩，并将其作为求解六自由度运动方程的输入参数，六自由度运动的动力学方程和运动学方程如下：

式中，u，v和w分别为飞行速度在三个坐标轴上的分量；p，q和r分别为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；F

采用四阶龙格-库塔方法对上述六自由度运动方程进行求解，其计算公式如下：

其中，x为状态量，h表示时间步长，c

从而获得飞行器的运动状态参数，包括姿态角、角速度、总力和力矩等，进而由控制模块求解当前时间步的姿态角与目标姿态角的偏差值，根据S40获得的控制参数得到被控制子网格的偏移量，运用动网格变形技术完成无控子网格的六自由度运动，和被控子网格的跟随运动以及偏转运动，再重复上述步骤进行下一时间步的计算，从而实现对飞行器姿态的控制，得到飞行器随时间变化的姿态角和舵偏角曲线，以及气动力、力矩和流场特征的变化情况，进而验证控制参数是否满足控制目标；

步骤S70具体为：若在步骤S40中获得控制参数作用下，步骤S50仿真得到的姿态角随舵偏角的响应无法满足控制目标，则对控制参数进行调整；以舵偏角作为输入，姿态角为输出，进行系统辨识，获得改进后更贴近于实际系统的传递函数，并通过控制系统仿真得到满足要求的控制参数，进而经过CFD与控制耦合仿真技术对控制参数进行验证，获得更优的控制参数。

有益效果：本发明提供了一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法，运用发展相对成熟的CFD技术对飞行器姿态控制律展开设计，实现简便且计算效率较高，不仅能够获得贴近真实飞行器系统的控制参数，还能观察到飞行器在控制律作用下的气动和运动参数以及流场状态变化，一方面能够验证控制律的可行性，另一方面还能研究飞行器非定常的气动力与运动学规律。相比于现有技术，本发明的基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法能在飞机设计阶段为控制律的设计提供参考，缩短控制系统设计周期，并且能够对已经设计出的控制律进行验证，降低飞行试验的成本，提升飞行安全性。

附图说明

图1是本发明方法流程图；

图2是本发明实施例中提供的工程对象几何模型和网格结构图；

图3是本发明实施例中提供的初始控制参数下，单位阶跃拉升方式所对应的CFD与控制耦合仿真结果和MATLAB仿真结果的对比；

图4是本发明实施例中提供的修正控制参数下，单位阶跃拉升方式所对应的CFD与控制耦合仿真结果和MATLAB仿真结果的对比；

图5是本发明实施例中提供的四种拉升方式(由上至下依次为阶跃拉升、正弦拉升、匀速拉升和双段匀速拉升)所对应的CFD与控制耦合仿真结果和MATLAB仿真结果的对比；

图6为本发明实施例中提供的五种拉升方式(由上至下依次为单位阶跃拉升、阶跃拉升、正弦拉升、匀速拉升和双段匀速拉升)所对应的CFD与控制耦合仿真获得的气动力、力矩和流场变化情况。

具体实施方法

下面将结合附图和具体实施例对本发明进行清楚、完整地描述：

一种基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法，流程图如图1所示，本实施例为针对某型带翼导弹开展姿态控制律设计，设计PID控制器使导弹的俯仰角能在舵偏角的控制下按要求进行变化，包括以下步骤：

S10、根据工程对象模型的外形对导弹的弹体、弹翼和计算域分别进行网格生成，如图2所示，各套网格间相互重叠以建立嵌套关系；

S20、运用CFD技术求解模型在不同俯仰角和升降舵偏转角下的气动力和力矩系数，并计算初始配平状态(迎角为0°，舵偏角为0°)下的静稳定性导数和动稳定性导数：

在连续介质假设下，基于质量、动量和能量守恒定律，建立直角坐标系下三维雷诺平均N-S方程如下：

其中Q为守恒变量，F(Q)和F

根据要求的初始姿态角，采用多项式曲线拟合的方式获取配平舵偏角，多项式函数如下：

y＝ax+b (16)

再由上述CFD求解技术计算得到配平状态下的气动力、力矩和静稳定性导数；

动稳定性导数通过使飞行器分别做滚转、俯仰和偏航方向的强迫振荡运动获得，以俯仰运动为例，强迫俯仰运动方程如下：

其中，α和θ分别表示迎角和俯仰角，α

飞行器做小幅强迫俯仰振荡运动时，俯仰力矩系数C

其中C

简化处理强迫俯仰运动方程，可得：

其中减缩频率k＝ωc/(2V)，c为飞行器特征长度，V为飞行速度将式(5)代入式(4)中并略去高阶项可得：

通过上述CFD技术迭代求解得到飞行器做强迫振荡运动时的气动力矩随时间变化曲线，采用傅里叶级数y＝A+Bsin(ωt)+Ccos(ωt)拟合该曲线，可求出A、B、C，从而得到俯仰组合动导数：

C

飞行器的沉浮运动可以表示为：

z(t)＝z

其中，z

根据气动导数的概念，飞行器在做小振幅沉浮振荡时，其气动力可以表示为：

而在沉浮运动过程中迎角的变化可以表示为：

将上式代入式(9)中并略去高阶项可得：

采用与组合动导数相同的辨识方法可得到洗流时差动导数

S30、由步骤S20所得的静稳定性导数和动稳定性导数，获得飞行器纵向运动传递函数，建立升降舵偏角与俯仰角之间的输入输出关系：

升降舵偏转角δ

其中

上述式中，ρ表示空气密度，V为飞行速度，Q为动压，S和c分别为飞行器的机翼参考面积和平均几何弦长，m为飞行器的质量，I

横侧向运动副翼偏转角δ

式中各参数表示如下：

其中，

式中

上述式中，I

S40、针对飞行器运动的传递函数，采用PID控制器并设定单位阶跃拉升作为控制目标，通过控制系统仿真获得满足该要求的PID参数，作为初始控制参数；

S50、运用CFD与控制系统耦合仿真技术对步骤S40所得PID参数进行验证，获得如图3所示的导弹的俯仰角和舵偏角随时间变化曲线：

运用上述CFD求解技术得到的每一时间步的流场气动力和力矩，并将其作为求解六自由度运动方程的输入参数，六自由度运动的动力学方程和运动学方程如下：

式中，u，v和w分别为飞行速度在三个坐标轴上的分量；p，q和r分别为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；F

采用四阶龙格-库塔方法对上述六自由度运动方程进行求解，其计算公式如下：

其中，x为状态量，h表示时间步长，c

从而获得飞行器的运动状态参数，包括姿态角、角速度、总力和力矩等，进而由控制模块求解当前时间步的姿态角与目标姿态角的偏差值，根据S40获得的控制参数得到被控制子网格的偏移量，运用动网格变形技术完成无控子网格的六自由度运动，和被控子网格的跟随运动以及偏转运动，再重复上述步骤进行下一时间步的计算，从而实现对飞行器姿态的控制，得到飞行器随时间变化的姿态角和舵偏角曲线，以及气动力、力矩和流场特征的变化情况，进而验证控制参数是否满足控制目标；

S60、判断飞行器俯仰角和舵偏角随时间变化曲线是否满足设计要求，从图中可以看出，在该组PID参数作用驱动的舵偏角运动下，导弹的俯仰角并未达到控制目标，因此还需对系统的传递函数进行修正，继续执行S70；

S70、经过对S50获得的飞行器姿态角随舵偏角变化的响应曲线进行辨识，获得修正后的传递函数并得到相应的控制参数，再经过CFD与控制系统耦合仿真得到姿态角和舵偏角随时间变化曲线，如图4所示，可以看到，修正后的控制参数能够使导弹的姿态角按照规定的要求变化，并且与MATLAB软件仿真的结果十分接近。基于修正后的传递函数，又进一步实现了其他四种拉升方式(阶跃拉升、正弦拉升、匀速拉升和双段匀速拉升)的CFD与控制耦合仿真，如图5所示，这四种拉升方式所对应的控制参数均能使姿态角按目标值变化，并且与MATLAB仿真值几乎吻合。图6为五种拉升方式所对应的气动力、力矩和流场变化情况，可以看到，在导弹俯仰角拉升阶段，随着俯仰角增大，各个拉升方式下导弹下方的压强逐渐变大，升力系数增加并呈现出和俯仰角相同的变化趋势，俯仰力矩系数的振荡幅度逐渐减小；当俯仰角达到目标值时，升阻力、俯仰力矩系数和流场均趋于稳定。因此，本发明的基于CFD技术的飞行器姿态控制律设计方法能够在考虑飞行器非定常气动和运动特性情况下对控制参数进行设计、验证和改进，获得更优的控制参数，并且能够用于评估控制律，提高控制性能。

以上所述仅为本发明的优选实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。