单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法

单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种变质屯、飞行器W及飞行器的参数的设计方法。
【背景技术】
[0002] 变质屯、控制技术是通过主动移动飞行器内部的活动质量体，改变系统质屯、的位 置，引起作用在飞行器上的外力矩发生改变来获得期望的控制性能，从而达到对飞行器机 动控制的目的。
[0003] 根据实现方式的不同，可W分成两类；（1)变质屯、配平控制（Moving-masstrim control，MMTC) ; (2)变质屯、滚动控制（Moving-massrollcontrol，MMRC)。变质屯、配平控 制（MMTC)主要应用在具有轴对称结构的飞行器上，它是通过内部活动质量体的运动来产 生配平攻角，使飞行器产生机动。变质屯、滚动控制（MMRC)主要应用在具有结构不对称的飞 行器上，如具有弯头结构外形的飞行器。它是通过结构不对称来获得大的横向过载，通过移 动活动质量体沿径向运动使系统质屯、偏离纵向面，在横向力的作用下产生滚转力矩，从而 控制升力面的方向。
[0004] 根据变质屯、控制的原理，可W发现变质屯、控制方式较气动驼面和侧喷发动机该两 种传统的控制方式具有W下优越性：
[0005] 1.变质屯、控制机构完全在飞行器内部工作，有利于飞行器获得良好的气动外形。
[0006] 2.变质屯、控制可W避免气动驼面控制带来的一系列问题，如超高声速飞行时的驼 面烧蚀问题等。
[0007] 3.对于高速运动的再入飞行器可W充分利用气动力进行机动，该样既节省了能量 上的消耗，同时又能获得很大的控制力和控制力矩，避免了采用侧喷发动机方式产生的控 制力矩大小与燃料消耗之间的突出矛盾
[0008] 变质屯、控制的特点使得它获得了广泛的应用，如大气层外飞行器、水下飞行器和 大气层内飞行器。其中大气层内飞行器的变质屯、控制是当前研究的热点，当前对变质屯、控 制技术的研究主要集中在再入飞行器和拦截弹上，国内外研究学者从建模、机理和性能分 析W及制导控制系统设计等方面开展了工作。
[0009] 由于变质屯、控制结构上的优点，最初的研究多集中在高超声速（高超音速，指物 体的速度超过5倍音速）再入飞行器上，如弹道导弹弹头的末段控制等，直接利用高速飞行 产生的气动力作为控制力即可达到机动飞行的目的，避免高速飞行时采用驼面控制带来的 一系列问题。目前绝大部分对于变质屯、控制技术的研究主要采用的内部滑块布局为两活动 质量体+差动幅翼该种模式（如图1所示）。通过两活动质量体沿不同方向的平动来达到 对俯仰和偏航通道的控制，由于单纯依靠质量体的运动无法满足对滚动通道的控制要求。 因此，为了保证控制性能，需要额外的执行机构来确保滚动通道稳定性，差动幅翼作为一种 可选择的方式在很多文献中得到了研究，但是该又在一定程度上破坏了弹体外形结构的完 整性，当飞行器在大气层内高速飞行时，该种由于结构外形不对称产生的烧蚀现象仍然存 在。如果弹体的外形是一个完整的对称体，外部只有弹翼等固定部件，完全通过弹体内部的 活动部件W某种形式运动达到对弹体的控制目的，无疑是飞行器机动控制的一大飞跃。
[0010] 研究表明，活动质量体的质量比越大飞行器产生的机动能力就越强，但是当质量 比增大时驱动也将变得困难，同时动力学特性也将变得异常复杂，因此受多方面因素限制， 活动质量体的质量比不能太大，在该种情况下弹体是主体。

【发明内容】

[0011] 本发明的目的是为了解决传统的高超声速飞行器的气动驼烧蚀问题，W及传统变 质屯、飞行器内部滑块布局复杂问题。
[0012] 单滑块滚喷模式变质屯、飞行器模型，包括两个固定翼、弹体和滚喷发动机，两个固 定翼对称设置在弹体的两侧；它还包括弹体内部的活动体；活动体为锥形体，活动体的锥 形体尖部与弹体头部通过活动连接点〇1连接；弹体尾部设有导轨，活动体的锥形体根部与 弹体尾部的导轨的〇2点滑动连接；其中导轨上的0 2点在伺服力的作用下沿与弹体固连的 导轨绕〇1做相对运动。通过改变活动体与弹体的相对位置使得系统质屯、发生变化，从而在 气动力的作用下获得不同的配平攻角，产生期望升力的大小；而在滚喷发动机的作用下，弹 体绕纵轴旋转，从而使得升力位于所需的过载平面；该控制模式的最大优点是可W完全摆 脱弹体外部的活动部件，仅靠内部活动部件的相对运动即可达到控制飞行器姿态运动的目 的；所述系统均指代变质屯、飞行器；本发明的活动体质量占整个系统质量大部分，而弹体 作为受驱动体，同样也能达到机动控制目的，通过活动体上的执行机构来控制弹体的运动， 此时，弹体完全可W抛开外部的活动部件，保证了弹体具有完整的气动外形。
[0013] 一种针对所述单滑块滚喷模式变质屯、飞行器模型的单滑块滚喷模式变质屯、飞行 器的结构布局参数的设计方法包括下述步骤：
[0014] 步骤一；设计飞行器的动力学模型：
[0015] 设飞行器的质屯、为S，弹体的质屯、为b，活动体的质屯、为P;所述系统均指代变质屯、 飞行器；系统的自由度包含变质屯、飞行器的=维平动和=维转动，W及活动体的二维转动； 将整个系统看成由弹体和活动体组成的多刚体系统，〇1，化为两部件的链接点；动力学模型 的建立利用动量矩定理W及动力矩定理来建立；飞行器的动力学模型如下：
[0023]步骤二：根据动力学方程确定单滑块滚喷模式的变质屯、飞行器的稳定区域，确定 活动体的质屯、参数和质量参数；设计选取合理的Up和ABP使得不等式ypAep〉Xi5-Xg成立， 从而保证飞行器的俯仰运动稳定；其中，Up为活动体的质量比，ACP为活动体质屯、和弹体 质屯、的距离差，Xb和X 0分别表示弹体质屯、和压屯、到飞行器头部的距离；
[0024]步骤根据线性化得到的俯仰通道动力学方程确定活动体的控制性能，得到配 平攻角与活动体参数的关系表达式，从而确定活动体参数对控制性能的影响能力；设计合 理的Up改变活动体的结构参数，设计合理的AW来改变弹体的静稳定性；进而改变系统的 静稳定裕度，获得不同的配平攻角，得到不同的稳态控制性能；
[00巧]步骤四：确定俯仰通道的控制回路开环传递函数，根据该传递函数确定活动体参 数对动态性能的影响，从而优化合理的活动体参数；设计合理的Up解算出不同的零极点， 进而控制飞行器的动态性能。
[0026] 由于本发明取消了传统的变质屯、飞行器的差动幅翼执行机构，解决了由于气动驼 在高超声速情况下的烧蚀问题。相比传统变质屯、飞行器内部滑块布局，本发明的内部部件 结构简单，而且活动体的参数更易设计，使飞行器更容易实现工程化；同时，由于本发明将 质量体（活动体）进一步放大当作一个主体，其质量占整个系统质量大部分，而弹体作为受 驱动体，同样也能达到机动控制目的，通过活动体上的执行机构来控制弹体的运动，此时， 弹体完全可W抛开外部的活动部件，保证了弹体具有完整的气动外形。而且本发明活动体 足够大，实际应用中，在活动体上设置驱动机构更加容易实现。
【附图说明】
[0027] 图1为采用为两活动质量体+差动幅翼的变质屯、飞行器；
[0028] 图2(a)为本发明变质屯、飞行器后视图；
[002引图2化）为本发明变质屯、飞行器侧视图；
[0030] 图3为稳定区域图；
[0031] 图4为静稳定裕度因素影响效果图；
[0032] 图5为活动体转角因素影响效果图；
[0033] 图6为质屯、差因素影响效果图；
[0034] 图7为活动体质量比因素影响效果图；
[00巧]图8为零极点分布图；
[0036] 图9为不同质量比的攻角响应效果图。
【具体实施方式】
[0037]
【具体实施方式】一，结合图2图3说明本实施方式，单滑块滚喷模式变质屯、飞行器模 型，包括两个固定翼I、弹体II和滚喷发动机III，两个固定翼I对称设置在弹体II的两侧； 它还包括弹体II内部的活动体IV;活动体IV为锥形体，活动体IV的锥形体尖部与弹体II头 部通过活动连接点〇1连接；弹体II尾部设有导轨V，活动体IV的锥形体根部与弹体II尾部 的导轨V的化点滑动连接；其中导轨V上的〇2点在伺服力的作用下沿与弹体II固连的导轨 V绕〇1做相对运动。通过改变活动体IV与弹体II的相对位置使得系统质屯、发生变化，从而 在气动力的作用下获得不同的配平攻角，产生期望升力的大小；而在滚喷发动机III的作用 下，弹体II绕纵轴旋转，从而使得升力位于所需的过载平面；该控制模式的最大优点是可W 完全摆脱弹体II外部的活动部件，仅靠内部活动部件的相对运动即可达到控制飞行器姿态 运动的目的；所述系统均指代变质屯、飞行器。
【具体实施方式】 [0038] 二，一种针对单滑块滚喷模式变质屯、飞行器模型的单滑块滚喷模式 变质屯、飞行器的结构布局参数的设计方法包括下述步骤：
[0039] 步骤一；设计飞行器的动力学模型：
[0040 ] 设飞行器的质屯、为S，弹体II的质屯、为b，活动体IV的质屯、为P;所述系统均指代 变质屯、飞行器；系统的自由度包含变质屯、飞行器的S维平动和S维转动，W及活动体IV的 二维转动；将整个系统看成由弹体II和活动体IV组成的多刚体系统，〇1，化为两部件的链 接点；动力学模型的建立利用动量矩定理W及动力矩定理来建立；飞行器的动力学模型如 下：
[0048] 步骤二：根据动力学方程确定单滑块滚喷模式的变质屯、飞行器的稳定区域，确定 活动体IV的质屯、参数和质量参数；设计选取合理的Up和ABP使得不等式ypAbp〉Xb-X。成 立，从而保证飞行器的俯仰运动稳定；其中，Up为活动体IV的质量比，ACP为活动体IV质屯、 和弹体II质屯、的距离差，Xb和X0分别表示弹体II质屯、和压屯、到飞行器头部的距离；
[0049] 步骤根据线性化得到的俯仰通道动力学方程确定活动体IV的控制性能，得到 配平攻角与活动体IV参数的关系表达式，从而确定活动体IV参数对控制性能的影响能力； 设计合理的Up改变活动体IV的结构参数，设计合理的Aep来改变弹体II的静稳定性；进而 改变系统的静稳定裕度，获得不同的配平攻角，得到不同的稳态控制性能；
[0050] 步骤四；确定俯仰通道的控制回路开环传递函数，根据该传递函数确定活动体IV 参数对动态性能的影响，从而优化合理的活动体IV参数；设计合理的Up解算出不同的零极 点，进而控制飞行器的动态性能。
【具体实施方式】 [0051] 本实施方式中的步骤一飞行器的动力学模型的设计过程如下：
[0052] 步骤1. 1、定义坐标系及参量
[0053] 为了描述变质屯、飞行器的动力学模型，定义S种坐标系，分别为惯性坐标系，弹体 坐标系和活动体固连坐标系，其中弹体坐标系的原点在弹头〇1处，0iXb轴沿弹体II纵轴，指 向头部为正，OiYb轴垂直于0A轴并与导轨V纵轴线平行，0iZb轴与其他两轴构成右手坐标 系；活动体固连坐标系的原点同样在弹头〇1，〇iXp轴沿活动体IV纵轴，0lyp轴垂直于0iXp轴 并位于弹体II纵对称面内，〇iZp轴与其他两轴构成右手坐标系；
[0054] 显然该两个坐标系之间的关系只需要一个角度即可确定，设弹体坐标系绕〇iZb轴 逆时针转动5得到活动体固连坐标系，则得到转换矩阵Cpc为：
[00巧] …
[005引 mp、mB和ms分别为活动体IV质量，弹体II质量和系统质量，且ms=niB+mp;
[0057]yp=mp/ms为活动体IV的质量比，yB=mB/ms为弹体II的质量比；
[005引 r。,,和r。*分别表示活动体IV质屯、P和弹体II质屯、b相对01点的位置矢量，他们在 弹体坐标系下表示为：
[0059]
(2)
[0060]其中，Lp和Lb分别表示活动体IV质屯、和弹体II质屯、到01点的距离；系统质屯、S相 对〇1点的位置矢量为=件^。,/，+佑r。,占；
[0061] ?e/i、WP/I和WP/B分别表示弹体n和活动体IV相对惯性坐标系的转动角速度矢量 W及活动体IV相对弹体II的转动角速度；它们在弹体坐标系下表示为：
[0062]
(3)
[0063]?,、分别表示弹体II角速度在弹体坐标系下S个轴上的分量；j隶示活动 体转角角速度；
[0064] Ib=diag([IB1,Ib2,Ib3])和Ip=diag([IP1,Ip2,Ip3])分别表示弹体n和活动体IV 绕〇1的惯性张量在弹体坐标系下=个轴上的投影；
[00财假设向量a= [a。32,ajT，则其叉乘矩阵是
[0066]
(4)
[0067] a。32, 33分别是向量a在弹体坐标系下S个轴上的投影；
[0068] 步骤1. 2、设计力和力矩模型：
[0069] 变质屯、飞行器在飞行过程中会受到地球引力、喷气推力和空气动力的作用，由于 重力并不影响弹体II的姿态运动，因此喷气推力和空气动力成为影响姿态运动的主要外 力；
[0070] 作用在变质屯、飞行器上的空气动力及对弹体II质屯、的气动力矩在弹体坐标系下 可表不为：
[0071]
(5)
[0072] 其中，X、Y、Z别表示飞行器的阻力，升力和侧向力；Cx为阻力系数，C,a为升力系数 对攻角的偏导数，Cf为侧力系数对侧滑角的偏导数；气a、7nf为稳定力矩系数对攻角和 侧滑角的偏导数；?<"'、《^和《："--为阻巧力矩系数导数；〇为动压；0为大气密度，8和1 分别为飞行器的特征面积和特征长度，V为飞行器的惯性速度大小；a为飞行器的攻角，0 为飞行器的侧滑角；
[0073] 变质屯、飞行器的滚转运动是通过尾部的滚喷发动机III实现的，喷气力矩在弹体坐 标系下表不为：
[0074]
(6)
[00巧]其中，Fc为喷气推力大小，R为喷气推力方向与飞行器纵轴的垂直距离；
[0076] 弹体II的转动角度会受到弹体II外形的限制，因此设计的活动体IV的转动角度的 幅值为±5° ;活动体IV的运动规律如下：
[0077]
(7)
[0078] 其中，为无阻巧自振角频率，C为阻巧比，5。为活动体IV的指令转动角度；
[0079] 步骤1. 3、设计绕系统质屯、转动的动力学方程：
[0080] 根据质点系的动量矩定理得到质量块和弹体II分别对系统质屯、S的绝对动量矩：
[0083] 其中，=r。,，-r。,，r化=-r。,，；由于fp=r。+ ，。= ，f。,为惯性系原 点到系统质屯、矢量；
[0084] 则系统对系统质屯、的动量矩可进一步写为：
[0085]
(10)
[0086] 则根据质点系的动量矩定理，有：
[0087]
(11)
[0088] (0表示在惯性系下求一阶导数，（V)表示在惯性系下求二阶导数；基于表达方便， ^也表示对某一变量在惯性系下求一阶导数；at
[0089]EMs为作用在飞行器上的外力矩，可表示为：
[0090] EMs=Mc+rsqXFaero
[0091] =Mc+MB+rsbXFaer。
[009引其中，Mb为气动力对弹体II质屯、产生的气动力矩，rs。表示的是从系统质屯、到飞行 器压屯、的位置矢量，r,bXF。。,。为弹体II受到的附加气动力矩，该项是变质屯、控制所产生的 控制力矩；
[0093] 根据相对微分法则，矢量fw，和和在弹体坐标系下可表示为：
[0094]
(13)
[0095] 其中（?）'表示矢量在弹体坐标系下对时间求导数；将式（12)和（13)代入式 (11)，经过整理得到在弹体坐标系下表示的系统绕质屯、转动的动力学方程：
[0103] 其它步骤和参数与【具体实施方式】二相同。
【具体实施方式】 [0104] 四；本实施方式中的步骤二的设计过程如下：
[0105] 变质屯、飞行器的攻角是通过活动体IV的转动来产生的，因此活动体IV的运动与飞 行器姿态角的变化关系必须明确，而活动体IV配置参数也是影响飞行器动力学特性的关键 因素；同时活动体IV的质量不可忽略，其在弹体II内部转动时产生的惯性力对系统的动态 特性也势必会产生影响；因此针对上述问题，需要分析变质屯、飞行器的稳定性W及活动体 IV运动与姿态运动之间的关系，对飞行器的动力学方程（14)进行线性化处理，假设：
[0106] 1)活动体IV的转动是为了产生攻角，因此重点分析俯仰通道的动力学特性，假设 飞行器的侧滑角和滚转角均为零；
[0107] 2)飞行过程中攻角a及活动体IV转动的角度5均视为小量，则有cosa> 1， sinaa，cos5 ?^l，sin5 5 ;飞行器的角速度及活动体1/转动角速度均为小量； [010引基于W上假设，由式（14)可得到系统在俯仰通道下的动力学方程：
[0109]
[0110] 其中：毎为弹体II绕Z轴的角加速度；
[0111]
[0112] 飞行器的攻角可表示为
[0113]
(化）
[0114]其中Vy和Vy分别表示飞行器的速度在弹体坐标系下X轴和y轴的分量；
[0115]根据假设2)，并对上式进行微分得到：
[0116]
(17)
[0117] 将（17)代入（15)并整理得到关于飞行器攻角a的微分方程；
[0124] 对式（18)进行拉普拉斯反变换，得到如下传递函数关系：
[0125]
(19)
[012引 S表示复数；a(S)和5 (S)分别表示a和5的复数表示形式；
[0127] 根据线性定常系统稳定的充要条件，要想获得稳定的 攻角式（19)的极点需要全 部具有负实根，因此依据化rwitz稳定性判据得：
[0128]
(20)
[0129] 上述关系中Ai〉0取决于气动参数，显然> 0，气％ < 0使得该条件自动满足，而 在A2〉0中，由于< =CJ厉-馬），因此有；
[0130]
(21)
[0131] 其中，而为弹体II质屯、的相对坐标，馬为压屯、的相对坐标；
[013引不等式（21)左边的(>八/乱相对其他项为小量，令弹体II质屯、与活动体 IV质屯、的距离差Lb-Lp=ABP，则得到关于活动体IV质量比Up和ABP的不等式：
[013引 iipABP〉而-Xq(22)
[0134] 其中Xb和X。表示弹体II质屯、和压屯、到飞行器头部01的距离；
[0135] 不等式（22)即为变质屯、飞行器运动稳定条件；设计选取合理的Up和ACP使得不 等式（22)成立，使飞行器的俯仰运动稳定。
[0136] 若弹体II静稳定裕度为0. 01，取质量比Up和ACP分别为横纵坐标轴，则可W得到 飞行器的稳定区域；
[0137] 根据图3可知，在稳定区域内，对于不同的质量比，活动体IV的质屯、位置将受到一 定限制；因此只有合理的选取（Up,Acp)，才可W使得飞行器的运动稳定。
[013引其它步骤和参数与【具体实施方式】二至S之一相同。
【具体实施方式】 [0139] 五；本实施方式中的步骤=的设计过程如下：
[0140] 由式（15)可W得到稳定状态下的配平攻角：
[0141]
(23)
[0142] 从上式可知变质屯、控制的原理非常明确，即通过活动体IV与弹体II的相对位置 (偏转角5)变化，改变系统的质屯、位置，从而在气动力的作用下产生姿态运动，系统静稳 定力矩使得弹体II达到平衡状态，而通过5的变化可W实现对配平攻角的改变；
[0143] 根据系统质屯、与压屯、的关系，定义系统的静稳定裕度SSM(SystemStatic Mai^gin,SSM)为：
[0144]
(24)
[0145] 将式（24)代入到（23)中得到：
[0146]
(25)
[0147] 因此通过改变静稳定裕度可W获得不同的配平攻角；
[014引图4反映了配平攻角与静稳定裕度的关系；图5反映了活动体IV转动角度与配平 攻角的关系，显然该种关系是一种线性关系，随着转动角度的增加，控制力矩的力臂逐渐增 大，配平攻角随之增大；图中也反映出静稳定裕度的增大，会导致相同条件下配平攻角的减 小，机动性能下降；
[0149]由式（24)可W看出，改变系统静稳定裕度的方法有两种；1)改变弹体II的静稳定 性；2)改变活动体IV的结构参数；在飞行器的气动外形确定的情况下，也就相当于Le确定， 则通过改变Lp(即改变ACP=Lc-Lp)来改变弹体II的静稳定性，进而改变系统的静稳定裕 度；通过改变Wp改变活动体IV的结构参数，从而改变系统的静稳定裕度；所W，变质屯、飞 行器的控制性能主要由活动体IV的质量比Up和ACP决定；图6给出了ABP变化时对配平 攻角的影响；当弹体II的质屯、与活动体IV的质屯、差逐渐减小时，系统的静稳定裕度降低，配 平攻角随之增加；
[0150] 图7反映了活动体IV质量比iip与配平攻角的影响，由式（2扣可^看出，当Lp= L拥，配平攻角与质量比成线性正比关系，而当Lp<L拥随着质量比的增加，配平攻角呈现 缓慢增大的趋势；当Lp〉Le时配平攻角呈现加速增大的趋势；该是因为当Lp<Le时，系统的静 稳定裕度增加，而Lp〉Le时系统的静稳定裕度减小；
[0151] 设计合理的iip改变活动体IV的结构参数，设计合理的ACP来改变弹体II的静稳 定性；进而改变系统的静稳定裕度，获得不同的配平攻角，得到不同的稳态控制性能。
[0152] 其它步骤和参数与【具体实施方式】二至四之一相同。
【具体实施方式】 [0153] 六；本实施方式中的步骤四的设计过程如下：
[0154] 飞行器姿态变化的动态过程优劣对控制品质非常重要，因此需要分析活动体IV在 运动过程中飞行器的动态特性，而受控系统的运动模态取决于传递函数的零极点；根据活 动体IV的伺服控制运动规律（7)，则由式（19)可求得攻角的控制回路开环传递函数：
[0巧引
（26)
[0巧6] 5c(s)为指令偏转角；
[0157] 此传递函数的零极点为；
[0160] Si，2、S3, 4为解出来的极点结果，j表示虚数；Z 1，2表示解出来的零点；
[0161] 表1给出了不同质量比下，传递函数系数，系统零点及极点的计算结果；
[0162] 表1不同质量比的参数
[0163]
[0164] 系统的衰减速度取决于特征根的实部绝对值的大小，它反映了飞行器的阻巧特 性，由传递函数的极点可知飞行器攻角的衰减运动是由弹体II自身的慢衰减过程和伺服机 构的快衰减过程组成的（Ai/2<<C?。）；系统的震荡角频率取决于特征根虚部的绝对值， 反映了系统的自身频率特性；
[0165] 从图8 (零极点）可知，随着活动体IV质量比iip的增加，特征根的实部和虚部的 绝对值都在增大，从而攻角时域响应（S。=r)的衰减速度变慢，震荡周期变短；
[0166] 传递函数零点的作用是直接影响各个运动模态在输出量中的比重，而伺服机构的 参数并不影响系统的零点分布；由表中数据可知零点的绝对值随Wp的增大而减小；因此 攻角的响应幅值会随质量比的增加而增大；
[0167] 通过对系统传递函数的零极点分析，可知活动体IV的质量是影响飞行器动态性能 的重要因素；因此通过零极点我们可W确定活动体IV质量参数从而得到理想的动态性能；
[016引在传统方法中，无论是动力学分析还是控制律设计都假设活动体IV的质量相比弹 体II质量为小量，忽略其转动惯量引起的附加相对惯性力矩；
[0169] 根据拉普拉斯变换得到的公式（26)可知，对于不同的Up可W解算出不同的零极 点，根据该些零极点分布，可W分析活动体IV运动时飞行器的动态性能，从而确定活动体IV 的质量比Up;
[0170] 设计合理的Up解算出不同的零极点，进而控制飞行器的动态性能。
[0171] 其它步骤和参数与【具体实施方式】二至五之一相同。
【主权项】
1. 单滑块滚喷模式变质心飞行器模型，包括两个固定翼（I )、弹体（II )和滚喷发动 机（III)，两个固定翼（I )对称设置在弹体（II )的两侧；其特征在于它还包括弹体（II ) 内部的活动体（IV );活动体（IV )为锥形体，活动体（IV )的锥形体尖部与弹体（II )头 部通过活动连接点O1连接；弹体（II )尾部设有导轨（V )，活动体（IV )的锥形体根部与 弹体（II )尾部的导轨（V )的O2点滑动连接；其中导轨（V )上的0 2点在伺服力的作用 下沿与弹体（II )固连的导轨（V )绕O1做相对运动。2. -种针对权利要求1所述飞行器模型的单滑块滚喷模式变质心飞行器的结构布局 参数的设计方法，其特征在于它包括下述步骤： 步骤一：设计飞行器的动力学模型： 设飞行器的质心为S，弹体（II )的质心为b，活动体（IV)的质心为P ;所述系统均指 代变质心飞行器；飞行器的动力学模型如下：J P - ω P/B X Jp-JpX ω P/B; 步骤二：根据动力学方程确定单滑块滚喷模式的变质心飞行器的稳定区域，确定活动 体（IV)的质心参数和质量参数；设计选取合理的μ P和Λ BP使得不等式μ ΡΛ @>知、成 立；其中，μΡ为活动体（IV)的质量比，Λ ΒΡ为活动体（IV)质心和弹体（II )质心的距 离差，知和X Q分别表示弹体（II )质心和压心到飞行器头部的距离； 步骤三：根据线性化得到的俯仰通道动力学方程确定活动体（IV)的控制性能，得到配 平攻角与活动体（IV)参数的关系表达式，从而确定活动体（IV)参数对控制性能的影响 能力；设计合理的μ P改变活动体（IV)的结构参数，设计合理的Λ BP来改变弹体（II )的 静稳定性；进而改变系统的静稳定裕度，获得不同的配平攻角，得到不同的稳态控制性能； 步骤四：确定俯仰通道的控制回路开环传递函数，根据该传递函数确定活动体（IV)参 数对动态性能的影响，从而优化合理的活动体（IV)参数；设计合理的yρ解算出不同的零 极点，进而控制飞行器的动态性能。3. 根据权利要求2所述的单滑块滚喷模式变质心飞行器的结构布局参数的设计方法， 其特征在于步骤一飞行器的动力学模型的设计过程如下： 步骤1. 1、定义坐标系及参量 定义三种坐标系，分别为惯性坐标系，弹体坐标系和活动体固连坐标系，其中弹体坐标 系的原点在弹头O1处，0 lXb轴沿弹体（ II )纵轴，指向头部为正，0 Jb轴垂直于0 lXb轴并与 导轨（V )纵轴线平行，O1Zb轴与其他两轴构成右手坐标系；活动体固连坐标系的原点同 样在弹头O 1,01Xp轴沿活动体（IV )纵轴，0 iyp轴垂直于0 lXp轴并位于弹体（II )纵对称面 内，O1Zp轴与其他两轴构成右手坐标系； 设弹体坐标系绕O1Zb轴逆时针转动δ得到活动体固连坐标系，则得到转换矩阵CpbS:mP、mB和ms分别为活动体（IV)质量，弹体（II )质量和系统质量，且ms= mB+mP; μΡ= mP/ms为活动体（IV )的质量比，μ B= mB/ms为弹体（II )的质量比； &^和分别表示活动体（IV )质心p和弹体（II )质心b相对O1点的位置矢量，他 们在弹体坐标系下表示为：其中，Lp和Lb分别表示活动体（IV )质心和弹体（II )质心到0 i点的距离；系统质心 s相对O1A的位置矢量为V ; ωΒ/Ι、《的和ω p/B分别表示弹体（Π )和活动体（IV )相对惯性坐标系的转动角速度 矢量以及活动体（IV )相对弹体（II )的转动角速度；它们在弹体坐标系下表示为：ωχ、Wy、ωζ分别表示弹体（Π )角速度在弹体坐标系下三个轴上的分量；^表示活动 体转角角速度； Ib= diag([I B1, IB2, Ib3])和 Ip= diag([I P1, IP2, Ip3])分别表示弹体（II )和活动体 (IV )绕O1的惯性张量在弹体坐标系下三个轴上的投影； 假设向量a = [ai，a2，a3]T，则其叉乘矩阵是叫，a2, a3分别是向量a在弹体坐标系下三个轴上的投影； 步骤1. 2、设计力和力矩模型： 作用在变质心飞行器上的空气动力及对弹体（II )质心的气动力矩在弹体坐标系下可 表示为：q = P Ψ/2 其中，χ、γ、ζ别表示飞行器的阻力，升力和侧向力；cx为阻力系数，?α*升力系数对攻 角的偏导数，Cf为侧力系数对侧滑角的偏导数；W_a、Wf为稳定力矩系数对攻角和侧滑 角的偏导数；、m；^和为阻尼力矩系数导数；q为动压；P为大气密度，S和L分别 为飞行器的特征面积和特征长度，V为飞行器的惯性速度大小；α为飞行器的攻角，β为飞 行器的侧滑角； 变质心飞行器的滚转运动是通过尾部的滚喷发动机（III)实现的，喷气力矩在弹体坐 标系下表不为：其中，Fc为喷气推力大小，R为喷气推力方向与飞行器纵轴的垂直距离； 弹体（II )的转动角度会受到弹体（II )外形的限制，因此设计的活动体（IV )的转 动角度的幅值为±5° ;活动体（IV )的运动规律如下： S = -2^-(01(6-3^) (7) 其中，《"为无阻尼自振角频率，ξ为阻尼比，δ。为活动体（IV)的指令转动角度； 步骤1. 3、设计绕系统质心转动的动力学方程： 根据质点系的动量矩定理得到质量块和弹体（II )分别对系统质心s的绝对动量矩： Hp=Ip-mPII+mPrspxr p (8) hb=Ib-iaBIi+mBrsh x^ (9) 其中，^ -%，L = W % ;由于C =C1 +L，4 +W，'为惯性系原点到 系统质心矢量； 则系统对系统质心的动量矩可进一步写为： H= Hp+Hh s p B (10) = Ip- (ωΒΙ1 +ωΡΙΒ )+1 Β ωΒη +mPrsp χ ν〇?> +mBrsb χ ro%b 则根据质点系的动量矩定理，有：ω表示在惯性系下求一阶导数，（幻表示在惯性系下求二阶导数；基于表达方便， ^也表示对某一变量在惯性系下求一阶导数； dt Σ Ms为作用在飞行器上的外力矩，可表示为： Σ Ms=Mc+rsqXFaero (12) =Mc+MB+rsbXFaero 其中，Mb为气动力对弹体（II )质心产生的气动力矩，r sq表示的是从系统质心到飞行 器压心的位置矢量，rsbXFaOT。为弹体（II )受到的附加气动力矩，该项是变质心控制所产生 的控制力矩； 根据相对微分法则，矢量^^和^^在弹体坐标系下可表示为： %, = (Ο'ρ,Β Χ %, + X r〇,r + G>P,B X X ) + 2ω?；1 X (ωΡ/Β X F0ip) + ωΒ/Ι χ (ωΒΙΙ χ ) C13) r〇]b = Ki χ rOlb + (〇Β,Ι χ (^Β,Ι χ rOlb) 其中（· V表示矢量在弹体坐标系下对时间求导数；将式（12)和（13)代入式（11)， 经过整理得到在弹体坐标系下表示的系统绕质心转动的动力学方程： (Jg +Jp + (Jp )β)Ρ/5 = Afg + χ _F_ (14) + Mc-ωΒη χ[(/5 + Jρ)ωΒη + JF&P/B] + Mpfl + Mbfi + Mg 其中： Mpfi =-rSPx mP (G>PfB X {(〇P, B X \p ) + 2〇>B,I X {G>P,B + 〇>B,I X X ))， Μ6/? X X (~X VP， Mf j - _J P ( ω B/I+ ω P/B)， >/p = CraJpCpfl， J p - 〇 p/B X Jp_Jp X 〇 P/B。4.根据权利要求3所述的单滑块滚喷模式变质心飞行器的结构布局参数的设计方法， 其特征在于步骤二的设计过程如下： 假设飞行器的侧滑角和滚转角均为零； 飞行过程中攻角α及活动体（IV)转动的角度δ均视为小量，则有cosa ~ 1， sina ~ a，cos δ ~ 1，sin δ ~ δ ;飞行器的角速度及活动体（IV)转动角速度均为小 量； 由式（14)可得到系统在俯仰通道下的动力学方程：兵甲：艿彈怀Ui )统ζ細的用刀P迷皮； 7_.. - /"3 + 7，'; + "·?β(乙"+ 乙"-) ; /j - Zp3 + "'"/z"(乙"-乙尸乙β); 飞行器的攻角可表示为其中\和V y分别表示飞行器的速度在弹体坐标系下X轴和y轴的分量； 并对上式进行微分得到：将（17)代入（15)并整理得到关于飞行器攻角α的微分方程：对式（18)进行拉普拉斯反变换，得到如下传递函数关系：s表示复数；a (s)和δ (s)分别表示α和δ的复数表示形式； 依据Hurwitz稳定性判据得：上述关系中A1X)取决于气动参数，q > O，<=< O使得该条件自动满足，而在A2X)中， 由于/，因此有：其中，4为弹体（II )质心的相对坐标，.?为压心的相对坐标； 不等式（21)左边的/"W2相对其他项为小量，令弹体（II )质心与活动体 (IV )质心的距离差Lb-Lp=A BP，则得到关于活动体（IV )质量比y p和Λ BP的不等式： PpA bp〉Xb_Xq (22) 其中知和X 0表示弹体（II )质心和压心到飞行器头部O 4勺距离； 不等式（22)即为变质心飞行器运动稳定条件；设计选取合理的μ p和Λ BP使得不等式 (22)成立，使飞行器的俯仰运动稳定。5. 根据权利要求4所述的单滑块滚喷模式变质心飞行器的结构布局参数的设计方法， 其特征在于步骤三的设计过程如下： 由式（15)得到稳定状态下的配平攻角：根据系统质心与压心的关系，定义系统的静稳定裕度SSM为：将式（24)代入到（23)中得到：通过改变静稳定裕度可以获得不同的配平攻角； 设计合理的μ P改变活动体（IV)的结构参数，设计合理的Λ BP来改变弹体（II )的 静稳定性；进而改变系统的静稳定裕度，获得不同的配平攻角，得到不同的稳态控制性能。6. 根据权利要求5所述的单滑块滚喷模式变质心飞行器的结构布局参数的设计方法， 其特征在于步骤四的设计过程如下： 根据活动体（IV)的伺服控制运动规律（7)，则由式（19)可求得攻角的控制回路开环 传递函数：δ。(S)为指令偏转角； 此传递函数的零极点为：sl;2、sM为解出来的极点结果，·?表示虚数；ζ Ij表示解出来的零点； 设计合理的μΡ解算出不同的零极点，进而控制飞行器的动态性能。
【专利摘要】单滑块滚喷模式变质心飞行器模型及其结构布局参数的设计方法，涉及飞行器设计领域。为了解决传统的高超声速飞行器的气动舵烧蚀问题以及传统变质心飞行器内部滑块布局复杂问题。本发明所述的飞行器模型包括两个固定翼、弹体、滚喷发动机和活动体，两个固定翼对称设置在弹体的两侧；活动体的锥形体尖部与弹体头部通过活动连接点O1连接；弹体尾部设有导轨，活动体的锥形体根部与弹体尾部的导轨的O2点滑动连接；由于将活动体进一步放大当作一个主体，其质量占整个系统质量大部分，而弹体作为受驱动体，同样也能达到机动控制目的，通过活动体上的执行机构来控制弹体的运动，保证了弹体具有完整的气动外形。本发明适用于飞行器设计领域。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104881553
【申请号】CN201510330082
【发明人】高长生, 李涧青, 魏鹏鑫, 荆武兴
【申请人】哈尔滨工业大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月15日