一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN113656920A(43)申请公布日2021.11.16(21)申请号202111223072.9G06F111/08(2020.01)(22)申请日2021.10.20G06F113/08(2020.01)G06F119/06(2020.01)(71)申请人中国空气动力研究与发展中心计算G06F119/14(2020.01)空气动力研究所地址621000四川省绵阳市二环路南段6号(72)发明人张培红贾洪印吴晓军周桂宇陈洪杨陈兵李欢罗磊崔鹏程赵炜(74)专利代理机构北京劲创知识产权代理事务所(普通合伙)11589代理人张铁兰(51)Int.Cl.G06F30/17(2020.01)G06F30/28(2020.01)G06F30/23(2020.01)权利要求书2页说明书7页附图3页(54)发明名称一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法(57)摘要本发明适用于导弹设计技术领域，提供了一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，本发明基于气动力CFD计算仿真流场，建立导弹气动力六分量数据库和三通道舵面铰链力矩系数数据库；根据导弹所受气动力情况和总体飞行任务需求，设计飞行弹道及舵偏控制规律，通过多项式插值方式获得导弹沿弹道实际飞行时的舵机铰链力矩量值；在弹道设计时考虑气动、动力、质量、弹道参数等多因素拉偏影响，获得边界飞行弹道条件下的舵机功率负载值，并以此为舵机包线设计的依据，达到减小导弹铰链力矩设计冗余的目的。CN113656920ACN113656920A权利要求书1/2页1.一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.建立全弹六分量气动力系数数据库和控制舵面铰链力矩系数数据库；所述六分量气动力系数数据库为导弹在不同飞行状态下的轴向力系数CA、侧向力系数CY、法向力系数CN、滚转力矩系数Cl、俯仰力矩系数Cm和偏航力矩系数Cn；所述飞行状态由不同飞行状态参数表示，所述的飞行状态参数包括马赫数M、攻角α、侧滑角β和舵偏角δ；所述铰链力矩系数数据库为导弹在不同飞行状态下，控制舵面上对舵轴的铰链力矩系数；S20.根据总体飞行任务剖面需求，获得导弹飞行的设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数；S30.在设计弹道的基础上进行多因素拉偏仿真，得到设计弹道包线范围；所述的多因素包括导弹质量、导弹惯量、发动机推力、轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；S40.根据设计弹道包线范围，计算舵机承受的铰链力矩值；S50.比较设计弹道包线范围内的铰链力矩值，选取绝对值最大的铰链力矩值作为设计铰链力矩。2.根据权利要求1所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，步骤S20中包括以下步骤：S21.根据总体飞行任务剖面需求，获得一组随飞行时间变化的设计任务参数，所述设计任务参数包括导弹质量mt、导弹惯量It、发动机推力Tt；S22.根据步骤S21的设计任务参数进行飞行仿真计算，根据弹道配平控制设计舵偏角随时间的实时变化，从而获得一组随时间变化的飞行状态参数[Mt，αt，βt，δt]，将其定义为设计飞行状态参数，其中t=0，1，2，...，T；0为导弹起飞时刻，T为导弹掉落时刻；S23.根据设计飞行状态参数对步骤S11所建立的六分量气动系数进行多维插值，获得一组随时间变化的六分量气动系数，定义为设计气动系数；Ft=f（M0t，αt，βt，δt），其中，f0为插值函数；Ft取值为CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt中的任意一个，CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt分别为t时刻的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数；S24.将所述设计任务参数mt、It、Tt和所述设计气动系数CAt、CYt、CNt、Clt、Cmt、Cnt作为弹道设计的输入参数，进行飞行仿真计算，得到所述设计弹道；所述设计弹道为一组随时间变化的飞行状态参数[Mst，αst，βst，δst]，t=0，1，2，...，T；其中，Mst，αst，βst，δst分别为t时刻的设计马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角。3.根据权利要求2所述的一种可降低舵机功率冗余的导弹舵面铰链力矩设计方法，其特征在于，步骤S30中包括以下步骤：S31.进行设计弹道参数拉偏，得到设计弹道参数拉偏值范围；mtδ∈(mt‑δmt，mt+δmt)；Itδ∈(It‑δIt，It‑δIt)；Ttδ∈(Tt‑δTt，Tt+δTt)；CAtδ∈(CAt‑δCAt，CAt+δCAt)；2CN113656920A权利要求书2/2页CYtδ∈(CYt‑δCYt，CYt+δCYt)；