本發明專利技術公開了一種降低氣動耦合特性的飛行器總體隨控優化方法，用于解決現有的方法設計的飛行器總體性能差的技術問題。技術方案是首先建立飛行器總體隨控優化目標函數，確定飛行器總體隨控優化約束條件，選取飛行器總體隨控優化決策變量，確定飛行器總體隨控優化決策變量尋優邊界，建立飛行器總體隨控優化完整模型以及基于遺傳算法的飛行器總體隨控優化，得到的飛行器優化外形有效降低了飛行器的氣動耦合特性。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種飛行器總體隨控優化方法，特別是涉及一種。
技術介紹
飛行器總體優化設計以多學科優化設計方法為主。該方法按照飛行器總體設計的優化目標對涉及的學科專業進行劃分，將飛行器總體設計分解為發動機設計、氣動參數設計、外形設計、彈體結構設計、彈道設計等多個學科。如文獻“多學科設計優化在飛行器總體設計中的應用(《彈箭與制導學報》32 (3)，2012.6.pp.39 43)”將最大射程和最小起飛質量組成的多目標函數作為飛行器總體多學科設計優化的目標函數；確定影響該目標函數的集成學科包括發動機設計、全彈道外形設計、氣動參數計算、彈體結構設計、質量分析、彈道設計、姿態控制和載荷計算八個關鍵專業；建立了各學科專業之間的輸入輸出及多學科設計模型。然而，當前多學科優化設計中所涉及的姿態控制學科僅限于對飛行器各通道操縱能力需求的分析，涉及的氣動參數計算學科則僅限于對飛行器阻力及升阻比需求的分析。并未考慮給控制系統設計帶來嚴峻挑戰的飛行器氣動耦合特性的相關需求，因此，設計得到的飛行器可能存在嚴重的氣動耦合問題，無法直接對其進行各通道獨立控制，而必須研究適用的解耦控制方法。然而，當前研究的解耦控制方法對飛行器模型的精確性及相應矩陣的秩有一定要求，其使用受到很大限制。因此，為了在飛行器總體設計階段改善飛行器的總體性能，縮短飛行器總體循環迭代優化設計的研制時間，為控制系統設計人員提供控制特性較好的飛行器，將氣動耦合程度低等控制學科需求作為飛行器總體優化設計指標對飛行器的總體優化設計具有重要意義。
技術實現思路
為了克服現有的方法設計的飛行器總體性能差的不足，本專利技術提供一種。該方法通過建立飛行器總體隨控優化目標函數，確定飛行器總體隨控優化約束條件，選取飛行器總體隨控優化決策變量，確定飛行器總體隨控優化決策變量尋優邊界，建立飛行器總體隨控優化完整模型以及基于遺傳算法的飛行器總體隨控優化，得到的飛行器優化外形可以有效降低飛行器的氣動耦合特性。本專利技術解決其技術問題所采用的技術方案是:一種，其特點是包括以下步驟:步驟一、建立飛行器總體隨控優化目標函數，選取飛行器氣動耦合特性評價指標——稱合度的表征模型，包括方向舵偏轉對滾轉通道的耦合度/<、方向舵偏轉對俯仰通道的耦合度W，、差動舵偏轉對偏航通道的耦合度wf/m1、差動舵偏轉對俯仰通道的耦合度/<.//<= 0BP權利要求1.一種，其特征在于包括以下步驟: 步驟一、建立飛行器總體隨控優化目標函數，選取飛行器氣動耦合特性評價指標一耦合度的表征模型，包括方向舵偏轉對滾轉通道的耦合度全文摘要本專利技術公開了一種，用于解決現有的方法設計的飛行器總體性能差的技術問題。技術方案是首先建立飛行器總體隨控優化目標函數，確定飛行器總體隨控優化約束條件，選取飛行器總體隨控優化決策變量，確定飛行器總體隨控優化決策變量尋優邊界，建立飛行器總體隨控優化完整模型以及基于遺傳算法的飛行器總體隨控優化，得到的飛行器優化外形有效降低了飛行器的氣動耦合特性。文檔編號G05B13/04GK103197546SQ201310060969公開日2013年7月10日 申請日期2013年2月26日 優先權日2013年2月26日專利技術者周軍, 林鵬, 周敏, 耿克達, 余晨菲 申請人:西北工業大學本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種降低氣動耦合特性的飛行器總體隨控優化方法，其特征在于包括以下步驟：?步驟一、建立飛行器總體隨控優化目標函數，選取飛行器氣動耦合特性評價指標——耦合度的表征模型，包括方向舵偏轉對滾轉通道的耦合度方向舵偏轉對俯仰通道的耦合度差動舵偏轉對偏航通道的耦合度差動舵偏轉對俯仰通道的耦合度即?引入權重系數對以上多耦合度轉化為單目標函數為：?式中，系數p1、p2、p3、p4滿足p1+p2+p3+p4=1；?飛行器的耦合度是飛行器飛行狀態和總體外形參數的函數，表征形式分別如下：?（a）方向舵偏轉對滾轉通道的耦合度式中，kT為氣流阻滯系數，Scw為垂尾面積，S為飛行器特征面積，L為飛行器特征長度，yr為方向舵面心到彈身縱軸的距離，Scwr為方向舵面積，SWr為垂尾面積，(Kδ0)cwr為方向舵與彈身之間的干擾系數，(Kδ0)W為翼身干擾系數，(Kδ0)Wr為升降舵與彈身之間的干擾系數，ηk為根梢比，為徑展比，f為外露翼根弦剖面到壓心的距離與半展長之比，近似取0.5；σ為彈身直徑變化對滾動力矩產生影響所引進的修正系數；?（b）方向舵偏轉對俯仰通道的耦合度式中，Scw為垂直尾翼面積，ηkcw為外露垂尾根梢比，λkcw、χcw分別為外露垂尾展弦比和后掠角；Scwr為方向舵面積，λkcwr為方向舵展弦比，為飛行器垂尾徑展比、Lcw垂尾外露根弦中點到飛行器頭部的距離；h、α、Ma分別為飛行器的飛行高度，飛行攻?角和飛行馬赫數；?（c）差動舵偏轉對偏航通道的耦合度式中，Sw為翼面面積，ηkw為外露垂尾根梢比，λkw為翼面展弦比，χw為垂尾后掠角，Swr為差動舵面積，λkwr為差動舵展弦比，為飛行器彈翼徑展比，Lw為外露翼根弦中點到飛行器頭部的距離，ywr為差動舵面心到彈身縱軸的距離；?（d）差動舵偏轉對俯仰通道的耦合度式中，系數a0·a12、b0·b12、c0·c12是通過CFD計算并利用非線性最小二乘擬合方法確定得到的擬合值；?步驟二、飛行器總體隨控優化決策變量包括：頭部椎段長度Lz、圓柱段長度Lc、收縮尾部長度Lt、彈體直徑D、垂尾展長l_cw、垂尾根弦bs_cw、垂尾梢弦b1_cw、方向舵展長lr_cw、方向舵弦長br_cw、彈翼根弦中點到飛行器頭部距離Lw、毛機翼根弦bs_w、彈翼梢弦b1_w、彈翼翼展l_w、升降舵展長lr_w、升降舵弦長br_w，即優化模型的決策變量向量為：?X＝(Lz,Lc,Lt,D,l_cw,bs_cw,b1_cw,lr_cw,br_cw,Lw,bs_w,b1_w,l_w,lr_w,br_w)T????（7）?步驟三、確定飛行器總體隨控優化約束包括以下兩個子步驟：?子步驟1、基于飛行器設計多學科要求確定優化約束條件；?飛行器特征參數：彈身長徑比λB、頭部長徑比λn、尾部長徑比λt、垂尾展弦比λ_cw、垂尾根梢比η_cw、毛機翼展弦比λ_w、毛機翼根梢比η_w；優化對象飛行器特征參數是總體外形參數的函數，分別為：?（a）彈身長徑比λBλB＝(Lz+Lc+Lt)D???（8）?（b）頭部長徑比λnλn＝LzD????（9）?（c）尾部長徑比λtλt＝LtD???（10）?（d）垂尾展弦比λ_cw（e）垂尾根梢比η_cwη_cw＝bs_cw/b1_cw（12）?（f）毛機翼展弦比λ_w（g）毛機翼根梢比η_wη_w＝bs_w/b1_w????（14）?設定各參數可容許的變化范圍為±m%，取k＝m%即得到以下約束條件：?其中，由飛行器基準外形特征參數可容許的變化范圍確定m；λB_0、λn_0、λt_0、λ_cw_0η_cw_0、λ_w_0、η_w_0分別為未優化基準外形的彈身長徑比、頭部長徑比、尾部長徑比、垂尾展弦比、垂尾根梢比、毛機翼展弦比、毛機翼根梢比；?子步驟2、基于飛行器基準外形不變確定優化約束條件；?尋優算法得到的優化策略需保證飛行器單后掠翼單垂尾的基準外形不變，包括：?（a）飛行器毛機翼安裝在彈體頭部與圓柱段，即Lz+Lc≥Lw+bs_w2；?（b）飛行器單垂尾為梯形垂尾，即bs_cw≥b1_cw且l_cw≥D；?（c）方向舵為垂尾后緣舵，方向舵展長小于垂尾展長，方向舵弦長小于垂尾對應點的弦長，即?(l_cw?D)2≥lr_cw（d）飛行器的翼平面為梯形，即bs_w≥b1_w且l_w≥D；?（e）升降舵為翼面后緣舵，升降舵展長小于翼面展長，升降舵弦長小于翼面對應點的弦長，即?(l_w?D)2≥lr_w其中，bs_wl為外露翼面的根弦長度，其表達式為：?bs_wl＝b1_w+(l_w?D)(bs_w?b1_w)l_w綜合以上...
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：周軍，林鵬，周敏，耿克達，余晨菲，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：發明
國別省市：
還沒有人留言評論。發表了對其他瀏覽者有用的留言會獲得科技券。