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    广西11选5 计划表: 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.pdf

    摘要
    申请专利号:

    广西11选5大小走势图 www.fnjpv.tw CN201510330082.0

    申请日:

    2015.06.15

    公开号:

    CN104881553A

    公开日:

    2015.09.02

    当前法律状态:

    授权

    有效性:

    有权

    法律详情: 专利权的转移 IPC(主分类):G06F 17/50登记生效日:20190103变更事项:专利权人变更前权利人:哈尔滨工业大学变更后权利人:哈尔滨工业大学变更事项:地址变更前权利人:150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号变更后权利人:150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号变更事项:共同专利权人变更后权利人:北京电子工程总体研究所|||授权|||实质审查的生效IPC(主分类):G06F 17/50申请日:20150615|||公开
    IPC分类号: G06F17/50 主分类号: G06F17/50
    申请人: 哈尔滨工业大学
    发明人: 高长生; 李涧青; 魏鹏鑫; 荆武兴
    地址: 150001黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号
    优先权:
    专利代理机构: 哈尔滨市松花江专利商标事务所23109 代理人: 杨立超
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201510330082.0

    授权公告号:

    |||||||||

    法律状态公告日:

    2019.01.22|||2017.11.17|||2015.09.30|||2015.09.02

    法律状态类型:

    专利申请权、专利权的转移|||授权|||实质审查的生效|||公开

    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。

    权利要求书

    权利要求书
    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O2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.  一种针对权利要求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:
    (IB+JP+μBmPrbp×rbp×T)ωB/I+(JP+μBmPrbp×ro1p×T)ωP/B=MB+rsb×Faero+MC-ωB/I×[(IB+JP)ωB/I+JPωP/B]+Mpft+Mbft+Mfj]]>
    其中:
    Mpft=-rsp×mp(ωP/B×(ωP/B×ro1p)+2ωB/I×(ωP/B×ro1p)+ωB/I×(ωB/I×ro1p)),]]>
    Mbft=-rsb×mB(ωB/I×(ωB/I×ro1b)),]]>
    Mfj=-J′P(ωB/I+ωP/B),
    JP=CPBTIPCPB,]]>
    J′P=ωP/B×JP-JP×ωP/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μP和△BP使得不等式μP△BP>xB-xQ成立;其中,μP为活动体(Ⅳ)的质量比,△BP为活动体(Ⅳ)质心和弹体(Ⅱ)质心的距离差,xB和xQ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μP改变活动体(Ⅳ)的结构参数,设计合理的△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μP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,O1xb轴沿弹体(Ⅱ)纵轴,指向头部为正,O1yb轴垂直于O1xb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O1,O1xp轴沿活动体(Ⅳ)纵轴,O1yp轴垂直于O1xp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CPB为:
    CPB=cosδsinδ0-sinδcosδ0001---(1)]]>
    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;
    μP=mP/mS为活动体(Ⅳ)的质量比,μB=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:
    ro1p=-LPcosδ-LPsinδ0ro1b=-LB00---(2)]]>
    其中,LP和LB分别表示活动体(Ⅳ)质心和弹体(Ⅱ)质心到O1点的距离;系统质心s相对O1点的位置矢量为
    ωB/I、ωP/I和ωP/B分别表示弹体(Ⅱ)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:
    ωB/I=ωxωyωzωP/B=00δ·ωP/I=ωP/B+ωB/I---(3)]]>
    ωx、ωy、ωz分别表示弹体(Ⅱ)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([IB1,IB2,IB3])和IP=diag([IP1,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=[a1,a2,a3]T,则其叉乘矩阵是
    a×=0-a3a2a30-a1-a2a10---(4)]]>
    a1,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:
    Faero=-XYZ=-CxCyααCzββqS]]>
    MB=mxωxLVωxmyββ+myωyLVωymzαα+mzωzLVωzqSL---(5)]]>
    q=ρV2/2
    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,为升力系数对攻角的偏导数,为侧力系数对侧滑角的偏导数;为稳定力矩系数对攻角和侧滑角的偏导数;和为阻尼力矩系数导数;q为动压;ρ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??;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示为:
    MC=2FCR00---(6)]]>
    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:
    δ··=-2ξωnδ·-ωn2(δ-δc)---(7)]]>
    其中,ωn为无阻尼自振角频率,ξ为阻尼比,δc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·ωP/I+mPrsp×r·p---(8)]]>
    HB=IB·ωB/I+mBrsb×r·b---(9)]]>
    其中,rsp=ro1p-ro1s,rsb=ro1b-ro1s;]]>由于rp=ro1+ro1p,rb=ro1+ro1b,]]>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:
    HS=HP+HB=IP·(ωB/I+ωP/B)+IB·ωB/I+mPrsp×r·o1p+mBrsb×r·o1b---(10)]]>
    则根据质点系的动量矩定理,有:
    IdHSdt=Id(IP.ωP/I+IB.ωB/I)dt+mPrsp×r··o1p+mBrsb×r··o1b=ΣMS---(11)]]>
    表示在惯性系下求一阶导数,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;
    ∑MS为作用在飞行器上的外力矩,可表示为:
    ∑MS=MC+rsq×Faero    (12)
    =MC+MB+rsb×Faero
    其中,MB为气动力对弹体(Ⅱ)质心产生的气动力矩,rsq表示的是从系统质心到飞行器压心的位置矢量,rsb×Faero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:
    r··o1p=ωP/B×ro1p+ωB/I×ro1p+ωP/B×(ωP/B×ro1p)+2ωB/I×(ωP/B×ro1p)+ωB/I×(ωB/I×ro1p)---(13)]]>
    r··o1b=ωB/I×ro1b+ωB/I×(ωB/I×ro1b)]]>
    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心转动的动力学方程:
    (IB+JP+μBmPrbp×rbp×T)ωB/I+(JP+μBmPrbp×rbp×T)ωP/B=MB+rsb×Faero+MC-ωB/I×[(IB+JP)ωB/I+JPωP/B]+Mpft+Mbft+Mfj---(14)]]>
    其中:
    Mpft=-rsp×mp(ωP/B×(ωP/B×ro1p)+2ωB/I×(ωP/B×ro1p)+ωB/I×(ωB/I×ro1p)),]]>
    Mbft=-rsb×mB(ωB/I×(ωB/I×ro1b)),]]>
    Mfj=-J′P(ωB/I+ωP/B),
    JP=CPBTIPCPB,]]>
    J′P=ωP/B×JP-JP×ωP/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cosα≈1,sinα≈α,cosδ≈1,sinδ≈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:
    I~z·ω·z+I~δδ··=(mzαα+mzωzωzLV)qSL-μPLBCyααqS+μPLPCyααqS+μPLPCxqSδ---(15)]]>
    其中:为弹体(Ⅱ)绕z轴的角加速度;
    I~z=IB3+IP3+mPμB(LP2+LB2-2LPLB);I~δ=IP3+mPμB(LP2-LPLB);]]>
    飞行器的攻角可表示为
    α=tan-1(vyvx)---(16)]]>
    其中vx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;
    并对上式进行微分得到:
    α·=-CyαqSmsVα+ωz---(17)]]>
    将(17)代入(15)并整理得到关于飞行器攻角α的微分方程:
    α··+A1α·+A2=B1δ··+B2δ---(18)]]>
    其中:
    A1=A11+A12,A2=A21+A22+A23+A24,
    A11=CyαqSmsV,A12=-msmzωzqSL2I~z,A21=μPLBCyαqSI~z,]]>
    A22=-μPLPCyαqSI~z,A23=-mzαqSLI~z,A24=Cyαmzωzq2S2L2/msV2I~z,]]>
    B1=-I~δI~z,B2=μPLPCxqSI~z;]]>
    对式(18)进行拉普拉斯反变换,得到如下传递函数关系:
    α(s)δ(s)=B1s2+B2s2+A1s+A2---(19)]]>
    s表示复数;α(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:
    A1>0,A101A2>0⇒A1>0,A2>0---(20)]]>
    上述关系中A1>0取决于气动参数,使得该条件自动满足,而在A2>0中,由于mzα=Cyα(x‾B-x‾Q),]]>因此有:
    μPLBCyα-μPLPCyα-Cyα(x‾B-x‾Q)L+CyαmzωzqSL2/msV2>0---(21)]]>
    其中,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=△BP,则得到关于活动体(Ⅳ)质量比μP和△BP的不等式:
    μP△BP>xB-xQ   (22)
    其中xB和xQ表示弹体(Ⅱ)质心和压心到飞行器头部O1的距离;
    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μP和△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:
    αtrim=μPLPCxμP(LB-LP)Cyα-mzαLδ---(23)]]>
    根据系统质心与压心的关系,定义系统的静稳定裕度SSM为:
    Δ‾=-(xB-xQ)+μP(LB-LP)L---(24)]]>
    将式(24)代入到(23)中得到:
    αtrim=μPLPCxΔ‾·LCyαδ---(25)]]>
    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μP改变活动体(Ⅳ)的结构参数,设计合理的△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:
    α(s)δc(s)=B1s2+B2s2+A1s+A2·ωn2s2+ξωns+ωn2---(26)]]>
    δc(s)为指令偏转角;
    此传递函数的零极点为:
    s1,2=-A12±jA2-4A12s3,4=-ξωn±n1-ξ2---(27)]]>
    z1,2=±-B2B1---(28)]]>
    s1,2、s3,4为解出来的极点结果,j表示虚数;z1,2表示解出来的零点;
    设计合理的μP解算出不同的零极点,进而控制飞行器的动态性能。

    关 键 词:
    单滑块滚喷 模式 质心 飞行器 模型 及其 结构 布局 参数 设计 方法
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