[发明专利]一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法

权利要求书

1.一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

Step1：建立铰链力矩插值表，表中包括所设计的飞行空域条件中与铰链力矩系数计算相关的自变量，包括舵偏角、攻角、马赫数，并给出多维差值表，根据所设计的全空域铰链力矩系数及动压，遍历插值特征点计算铰链力矩，建立铰链力矩插值表；

Step2：建立铰链力矩梯度插值表，选取固定的舵偏角变化小量Δd，计算铰链力矩插值表中对应全部舵偏角特征点的铰链力矩梯度dMh，得到铰链力矩梯度插值表；

Step3：建立舵系统负载状态指示值插值表，对铰链力矩梯度表中的铰链力矩数值进行归一化，得到表中所有铰链力矩梯度对应的舵系统负载状态指示值KdMh，作为舵系统负载状态指示值插值表；

Step4：针对指示值分区进行多系统控制参数设计；

Step5：飞行过程中，根据实时得到的信息作为舵系统控制参数选择的输入；

Step6：根据输入参数在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到舵系统负载状态指示值；

Step7：根据舵系统负载状态指示值所在分区，得到对应的舵系统控制参数，用该控制参数对舵系统进行控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step1中建立铰链力矩插值表包括以下步骤：

在飞行器舵系统控制设计时，对总体方案中确定的舵面构型，给出铰链力矩系数计算的插值表，铰链力矩Mh的计算公式为：

Mh＝mh(d,x₁,x₂,x₃…x_i…x_n-1)·Q·S·B

其中，mh为铰链力矩系数，根据飞行器气动设计结果由n维自变量插值计算得到，n为对铰链力矩系数有影响的参数个数，n的取值与飞行器实际情况有关；d为舵偏角；x_i为计算铰链力矩系数的除舵偏角以外其他的插值自变量，i为取值范围从1至n-1的整数；Q为流经舵面的动压；B为舵面弦长；S为舵面面积；

对于指定的舵系统，舵面弦长B与舵面面积S为确定值，对于全部的飞行条件，铰链力矩插值表中铰链力矩Mh为d，x₁，x₂，x₃，…，x_n-1及Q的插值计算结果，铰链力矩插值表维数为铰链力矩Mh所有自变量维数的乘积；

铰链力矩系数计算所使用的各维插值自变量可以按照气动专业给出的颗粒度选择，也可以根据飞行器计算机的计算能力降低网格密度，动压自变量的颗粒度可以根据需要选取。

3.根据权利要求2所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step1中铰链力矩系数为三维插值表的计算结果，自变量分别为舵偏角、攻角和马赫数，铰链力矩Mh的计算公式为：

Mh＝mh(d,afa,Ma)·Q·S·B

其中，mh为铰链力矩系数；afa为攻角；Ma为马赫数；Q为飞行动压。

4.根据权利要求3所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step2中建立铰链力矩梯度插值表步骤中，铰链力矩梯度计算公式为：

其中，dMh为铰链力矩梯度；Mh₂为飞行器在(d₀+Δd)，x₁，x₂，x₃，…，x_n，Q条件下计算得到的铰链力矩；d₀为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个；Mh₁为飞行器在d₀，x₁，x₂，x₃，…，x_n-1，Q条件下计算得到的铰链力矩，铰链力矩梯度插值表的维数为铰链力矩梯度dMh所有自变量维数的乘积。