一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法

摘要

本发明提供了一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，步骤为：(1)、初步设计空天飞行器总体方案；(2)、获取空天飞行器气动布局对应的气动特性数据，确定焦点位置；(3)、以质心相对位置为优化变量，以质心位置和焦点位置之差小于预设门限为约束条件，建立飞行器总体性能优化模型，确定当前气动布局下的最优质心位置；(4)、如果最优质心位置可达，则进入步骤(5)，否则，调整气动布局，更新飞行器总体方案，改变焦点位置和最优质心位置相对位置关系，使最优质心位置可达；(5)、根据确定的质心位置和焦点位置，计算纵向静稳定度。本发明可解决与纵向静稳定度相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，用于解决与纵向静稳定度相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能，属于飞行器总体设计领域。

背景技术

以航天飞机为代表的空天飞行器是未来飞行器发展的主要方向之一。国外从航天飞机开始，先后启动了多个空天飞行器研制项目，其中比较著名的有：美国的X-33、X-34、X-38、X-40A/X-37/X-37B、Dream Chaser，欧洲的Hermes、USV、Phoenix、IXV，日本的HOPE-X，印度的RLV-TD等。

美国和前苏联的航天飞机由于系统组成复杂、运行成本极高，已经全部退出历史舞台。自航天飞机以后，新一代空天飞行器以降低运行成本为主要目标，多采用运载火箭罩内发射或助推器顶推发射的方式进入近地轨道或亚轨道，并采用先进的信息处理技术实现无人驾驶和自主离轨返回、无动力进场着陆。与航天飞机相比，新一代空天飞行器规模大大减小，质量通常不到其十分之一。

空天飞行器在大气层内无动力飞行，并最终在预定着陆场水平着陆，在此过程中必须满足动压、过载、热流、着陆速度、接地下沉率等的约束条件。由于规模和质量大大减小，这些约束条件对新一代空天飞行器而言更为苛刻。为了满足飞行任务要求和各种约束条件，在新一代空天飞行器设计过程中，必须密切关注总体性能提升。具体而言就是，在满足飞行任务要求和各种约束条件的前提下，通过飞行器总体优化设计，尽可能降低飞行器总质量、总功耗等的需求，从而提高承载能力、降低运行成本。

空天飞行器具有面对称气动外形，其纵向静稳定度对总体性能有较大影响，如果设计不合理将导致气动舵面载荷和负载力矩增大、舵偏需求增加，从而使飞行器总质量、总功耗等的需求增加。由于空天飞行器飞行任务剖面较为固定，使得以总体性能最优为目标开展纵向静稳定度设计更为容易。

目前在国内外公开发表的文献资料中，面对称飞行器的纵向静稳定度主要按照设计经验或数学仿真进行选取。民用客机或运输机为确保飞行器和人员安全，要求必须是纵向静稳定的，并且具有一定的静稳定度，关于静稳定度的大小波音和空客均有设计经验值。军用战斗机为提高机动性能，可以放宽纵向静稳定性，关于纵向静稳定度的大小也有经验取值范围供参考。美国航天飞机没有要求全程飞行都是纵向静稳定的，而是基于飞行品质和有效载荷的要求，通过数学仿真确定纵向静稳定度允许范围。与新一代空天飞行器相比，上述飞行器由于规模和质量更大，降低飞行器总质量、总功耗等的需求并不是最主要的，所采用的设计方法难以满足新一代空天飞行器的需求。

在文献资料中常见的飞行器多学科优化设计方法，虽然目标是解决飞行器总体优化设计问题，但是由于这类方法更侧重于其通用性，选取的优化变量众多，优化模型复杂，求解难度大，实际效果并不好，另外难以与飞行器设计过程相结合，可操作性差，因此在实际项目中应用不多。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，可以解决与纵向静稳定度相关的飞行器总体优化设计问题，提高空天飞行器总体性能，具有原理简单、流程清晰、可操作性强等优点。

本发明的技术解决方案是：一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，该方法步骤如下：

(1)、初步设计空天飞行器总体方案，确定空天飞行器的气动布局和结构参数，获得质量特性数据；

(2)、根据空天飞行器总体方案，获取空天飞行器气动布局对应的气动特性数据，根据气动特性数据，确定焦点位置；

(3)、创建飞行器总体性能最优的目标函数，以质心相对位置为优化变量，以质心位置和步骤(2)所确定的焦点位置之差小于预设门限为约束条件，并依此建立飞行器总体性能优化模型，确定当前气动布局下的最优质心位置，使得飞行器总体性能优化模型中的目标函数值最小；

(4)、不断调整飞行器内部结构和装载布置，获得所有可达质心位置，判断最优质心位置是否可达，如果可达，则进入步骤(5)，否则，调整气动布局，更新飞行器总体方案，重复步骤(3)～(4)，改变焦点位置和最优质心位置的相对位置关系，使最优质心位置可达；

(5)、根据确定的质心位置和焦点位置，计算得到使飞行器总体性能最优的纵向静稳定度。

所述步骤(3)可以通过遍历的方式确定当前气动布局下的最优质心位置。

所述预设门限取值范围为0.1L～0.2L，其中L为飞行器机身全长。

所述步骤(3)飞行器总体性能优化模型的目标函数为：

式中，为飞行器质心相对位置，W为飞行器总质量需求，不含所装载载荷，E为飞行器沿任务剖面飞行总功耗需求，C为实现飞行器沿任务剖面飞行还需付出的代价，包括最大热流、最大热载、研制成本、研制周期、运行成本中的任意一种或者是任意几种的组合，λ₁、λ₂和λ₃是加权值，取值范围均为[0,1]。

所述步骤(3)确定最优质心位置的具体步骤如下：

(3.1)、根据飞行器质量特性数据、气动特性数据、大气参数，采用飞行器六自由度刚体运动模型和飞行控制系统模型，结合飞行器质量特性数据偏差、气动特性数据偏差、大气参数偏差、风干扰、初始位置速度偏差等，沿任务剖面进行飞行器运动仿真，得到位置、速度、过载、姿态角、角速度、舵偏角随时间变化的数据及其包络范围；

(3.2)、根据步骤(3.1)得到的位置、速度、过载、姿态角、角速度、舵偏角随时间变化的数据及其包络范围，通过结构估重得到飞行器的总质量需求，通过功耗分析得到飞行器沿任务剖面飞行的总功耗需求，通过代价分析得到实现飞行器沿任务剖面飞行还需付出的代价，进一步计算得到目标函数值；

(3.3)、根据质心和焦点的距离小于预设门限的约束条件，确定质心位置允许变化范围，在此范围内遍历质心位置，重复上述步骤(3.1)～(3.3)，得到与不同质心位置对应的总体性能优化模型目标函数值，从中选取目标函数值最小值对应的质心位置。

所述纵向静稳定度的计算公式为：

式中，为飞行器质心相对位置，X_G为质心G距离机身头部顶点的距离，为飞行器焦点相对位置，X_F为焦点F距离机身头部顶点的距离，L为飞行器机身全长。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明选择飞行器总质量需求、总功耗需求和其它代价的组合作为优化目标函数，总体性能优化模型可以细致考虑飞行器任务特征，综合考虑飞行器总质量、总功耗和其它代价的各种影响因素和约束条件，实现尽可能降低飞行器总质量、总功耗等的要求，因此更加满足空天飞行器总体设计需求。

(2)、本发明通过求解飞行器总体性能优化模型，实现纵向静稳定度与空天飞行器任务特征相匹配，从而降低传统的按照静稳定度经验值设计的保守性，提升空天飞行器的总体性能。

(3)、本发明先确定气动布局和焦点位置，再确定当前气动布局下的最优质心位置，并通过调整内部结构和装载布置以及调整气动布局来保证最优总体性能的质心位置和焦点位置是物理可实现的，具有优化变量少、迭代次数少、重复工作量小等优点。

(4)、本发明的迭代设计流程与实际飞行器设计过程较为相似，并且其中的飞行器运动仿真、结构估重、功耗分析和代价分析等工作可分别由相应专业或岗位设计人员来完成，因此可操作性强，可与飞行器设计过程相结合。

附图说明

图1为本发明纵向静稳定度定义中质心和焦点位置示意图；

图2为本发明一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法的流程图；

图3为本发明备选质心位置示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

1、飞行器纵向静稳定度定义

如图1所示，假设飞行器质心G距离机身头部顶点的距离为X_G，焦点F距离机身头部顶点的距离为X_F，飞行器机身全长为L。

对于任意给定的飞行器平衡状态，由攻角增量Δα产生的气动俯仰力矩ΔM_z为：

式中，为动压，S为参考长度，为气动俯仰力矩系数对攻角的导数，为由攻角增量Δα产生的气动升力增量，为气动升力系数对攻角的导数。

于是有：

记飞行器质心相对位置为焦点相对位置为那么，纵向静稳定度为：

由上可知，纵向静稳定度反映了飞行器的质心与焦点的相对位置关系：

若质心与焦点重合，飞行器纵向中立稳定；

若质心位于焦点前方，飞行器纵向静稳定，这时质心与焦点的距离越大，纵向静稳定度越大；

若质心位于焦点后方，飞行器纵向静不稳定，这时质心与焦点的距离越大，纵向静不稳定度越大。

纵向静稳定度影响飞行器总体性能。对于静稳定的飞行器，焦点与质心的距离越大，改变飞行器状态越困难，从而对气动舵面舵偏需求越大，舵面铰链力矩及舵机功耗也相应增大。对于静不稳定的飞行器，焦点与质心的距离越大，干扰导致飞行器姿态发散的力矩越大，为保持姿态稳定对气动舵面舵偏需求越大，舵面铰链力矩及舵机功耗也相应增大。根据参考资料，对于民航客机或大型运输机，纵向静稳定性要求高，的取值一般在-0.15--0.10左右；对于高机动战斗机，纵向静稳定度的取值一般在-0.05-0.10范围内。

2、飞行器纵向静稳定度设计方法

基于上述飞行器纵向静稳定度的定义，本发明提出了一种基于性能最优的空天飞行器纵向静稳定度设计方法，如图2所示，步骤如下：

(1)、根据飞行器设计要求和参考飞行器方案，确定空天飞行器气动布局和结构参数，获得质量特性数据；

所述飞行器设计要求是设计依据，包括任务剖面、功能要求、技术指标和约束条件等。所述任务剖面是指飞行器完成指定任务时位置、速度随时间的变化历程。

所述飞行器方案是对飞行器设计结果的描述，包括气动布局、结构参数、质量特性等。

所述参考飞行器方案是指设计要求相似的已有飞行器方案，可供设计时参考；例如航天飞机、X-37B、IXV、RLV-TD等，它们已经通过飞行试验验证方案正确可行。在设计初期，参考飞行器方案能为飞行器总体方案设计提供必要的数据支持。

所述结构参数是指飞行器及其部(组)件结构的几何尺寸和质量分布。

(2)、获取初步设计的空天飞行器气动布局对应的气动特性数据，根据气动特性数据，确定焦点位置；

所述气动特性数据以一组气动数据表格或曲线的形式给出，气动特性数据通过CFD计算或风洞试验得到。焦点位置根据气动特性数据计算得到，也可通过风洞试验确定。

(3)、创建飞行器总体性能最优的目标函数，以质心相对位置为优化变量，以质心位置和步骤(2)所确定的焦点位置之差小于预设门限为约束条件，并依此建立飞行器总体性能优化模型，确定当前气动布局下的最优质心位置，使得飞行器总体性能优化模型中的目标函数值最小；

所述飞行器总体性能优化模型包括优化变量、目标函数和约束条件。

空天飞行器在大气层内通常是无动力飞行，依靠所携带的电池提供能源。对于给定布局的空天飞行器，降低飞行器总质量和总功耗需求，对于提升飞行器总体性能具有重要意义。本发明综合考虑飞行器总质量、总功耗和其它代价的各种影响因素以及约束条件，提出飞行器总体性能优化模型，具体为：

目标函数为：

式中，为飞行器质心相对位置，W为飞行器总质量需求，不含所装载载荷，E为飞行器沿任务剖面飞行总功耗需求，C为实现飞行器沿任务剖面飞行还需付出的其它代价，包括最大热流、最大热载、研制成本、研制周期、运行成本中的任意一种或者是任意几种的组合，λ₁、λ₂和λ₃是加权值，取值范围均为[0,1]。

根据飞行器质心位置和焦点位置的物理分布规律，可给出对质心和焦点距离的约束条件，以缩小飞行器总体性能优化模型优化变量的取值范围。

约束条件为：

式中，MX为预设门限值，取值范围为0.1L～0.2L，其中L为飞行器机身全长。

飞行器总体性能优化模型的优化目标是：在质心位置允许变化范围内，寻找最优质心位置，使空天飞行器按照任务剖面飞行时总质量、总功耗和其它代价的组合最小。

确定最优质心位置的具体步骤如下：

(3.1)、根据飞行器质量特性数据、气动特性数据、大气参数，采用飞行器六自由度刚体运动模型和飞行控制系统模型，结合飞行器质量特性数据偏差、气动特性数据偏差、大气参数偏差、风干扰、初始位置速度偏差等，沿任务剖面进行飞行器运动仿真，得到位置、速度、过载、姿态角、角速度、舵偏角随时间变化的数据及其包络范围；

所述飞行器六自由度刚体运动模型包括质心平动动力学方程和运动学方程、绕质心转动动力学方程和运动学方程，所述飞行控制系统模型包括传感器模型、执行机构模型、导航算法以及控制飞行器沿任务剖面稳定飞行的制导律和控制律等。

(3.2)、根据步骤(3.1)得到的位置、速度、过载、姿态角、角速度、舵偏角随时间变化的数据及其包络范围，通过结构估重得到飞行器的总质量需求，通过功耗分析得到飞行器沿任务剖面飞行的总功耗需求，通过代价分析得到实现飞行器沿任务剖面飞行还需付出的其它代价，包括最大热流、最大热载、研制成本、研制周期、运行成本中的任一种或者是任意几种的组合，进一步计算得到目标函数值；

(3.3)、根据质心和焦点的距离小于预设门限的约束条件，确定质心位置允许变化范围，在此范围内选取若干备选质心位置，重复上述步骤(3.1)～(3.2)，遍历全部备选质心位置，得到与不同质心位置对应的总体性能优化模型目标函数值，从中选取目标函数值最小值对应的质心位置。

选取备选质心位置的方法：

如图3所示，在质心位置允许变化范围内，按照固定间隔选取若干质心位置，例如固定间隔可取为0.001L，得到n个备选质心位置G₁、G₂、G₃、…、G_n，这n个备选质心位置对质心位置允许变化范围进行全覆盖。

所述固定间隔是指相邻备选质心位置的间隔，它决定了最优质心位置的精度。当固定间隔足够小时，相邻质心位置所对应的总体性能优化模型目标函数值将很接近。如果对精度要求不高，可以将固定间隔适当取大一些，以缩短遍历全部备选质心位置的时间。

(4)、不断调整飞行器内部结构和装载布置，获得所有可达质心位置，判断最优质心位置是否可达，如果可达，则进入步骤(5)，否则，调整气动布局，更新飞行器总体方案，重复步骤(3)～(4)，改变焦点位置和最优质心位置的相对位置关系，使最优质心位置可达，并尽可能让实际质心位置向最优质心位置靠近；

调整内部结构和装载布置将改变飞行器结构参数和质量特性。对于给定的气动布局，飞行器外形是确定的，这时通过调整内部结构和装载布置，可以在一定范围内调整质心位置。

将飞行器内部设备、结构配重、有效载荷及相应的安装结构后移，质心位置相应后移；反之，可使质心位置相应前移。

通过调整内部结构和装载布置，质心位置的变化范围是有限的，因此，最优质心位置不一定是物理可实现的。这时需要进行迭代，即调整气动布局，更新飞行器总体方案，改变焦点位置和最优质心位置的相对位置关系，并重新确定新气动布局下的最优质心位置。

当最优质心位置不可达(不可实现)时，可根据期望的焦点位置调整气动布局。

在气动布局调整过程中，对焦点位置影响最大的是机翼位置。如果机翼后移，那么焦点位置相应后移，反之亦然。另外，也可以通过增加鸭翼或水平尾翼面积的方法调整焦点位置，鸭翼使焦点位置前移，水平尾翼使焦点位置后移。

(5)、根据确定的质心位置和焦点位置，计算得到使飞行器总体性能最优的纵向静稳定度。

纵向静稳定度的计算公式为：

式中，为飞行器质心相对位置，X_G为质心G距离机身头部顶点的距离，为飞行器焦点相对位置，X_F为焦点F距离机身头部顶点的距离，L为飞行器机身全长。

采用本发明的技术所得到的空天飞行器总体方案，质心位置与焦点位置匹配，且是物理上可实现的，纵向静稳定度与任务特征匹配，气动舵面偏转需求降低，从而达到了降低飞行器总质量、总功耗需求的目标。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。