一種基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別是基于狀態(tài)類型函數(shù)建立飛行器參數(shù)化模型的方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器為了達(dá)到卓越的性能，其組件和功能都是高度集成的，這種應(yīng)用模式給傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)范例、方法和工具帶來(lái)嚴(yán)重挑戰(zhàn)，因此研宄并采用參數(shù)化的設(shè)計(jì)方法是十分必要的，以求滿足未來(lái)飛行器參數(shù)化結(jié)構(gòu)定義、復(fù)雜模型建立、高保真度分析、多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)等方面的研宄需求。
[0003]考慮到基于計(jì)算流體力學(xué)的飛行器氣動(dòng)力分析模型過(guò)于復(fù)雜，在概念研宄階段并不適用控制品質(zhì)和飛行性能的迭代分析和評(píng)估，而參數(shù)化建模方法能夠提供適用于飛行器概念階段的迭代分析和性能評(píng)估，可以作為飛行器控制系統(tǒng)和總體優(yōu)化設(shè)計(jì)的有效工具。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]發(fā)明目的:為了克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足，本發(fā)明提供一種基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，用于解決飛行器氣動(dòng)力分析模型過(guò)于復(fù)雜，在概念研宄階段并不適用控制品質(zhì)和飛行性能的迭代分析和評(píng)估的技術(shù)問(wèn)題。
[0005]技術(shù)方案:為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為:
[0006]一種基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，提取描述飛行器外形的參數(shù)集輸入至MATLAB中，確定參數(shù)集中的參數(shù)之間的約束關(guān)系，利用MATLAB計(jì)算出飛行器上特征點(diǎn)的坐標(biāo)形成坐標(biāo)文件；接著利用ANSYS讀取坐標(biāo)文件生成飛行器外形，并利用ANSYS將飛行器外形進(jìn)行網(wǎng)格劃分即將表面畫(huà)出若干小的面元，形成網(wǎng)格數(shù)據(jù)；最后利用MATLAB讀取網(wǎng)格數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)力和推力的受力估算，結(jié)合重力等其它作用力，依據(jù)力的合成原理，最終獲得飛行器模型。
[0007]進(jìn)一步的，在本發(fā)明中，在MATLAB環(huán)境下，通過(guò)讀取網(wǎng)格數(shù)據(jù)，對(duì)每個(gè)飛行器表面的面元采用工程估算方法計(jì)算氣動(dòng)力系數(shù)和力矩系數(shù)，疊加得到整個(gè)飛行器的氣動(dòng)力系數(shù)和力矩系數(shù)，實(shí)現(xiàn)飛行器氣動(dòng)力的估算過(guò)程。
[0008]進(jìn)一步的，在本發(fā)明中，在MATLAB環(huán)境下，讀取與推進(jìn)系統(tǒng)相關(guān)的參數(shù)，用一維模型計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力系數(shù)，進(jìn)而根據(jù)飛行器上各個(gè)部分的外形數(shù)據(jù)，估算推力方向和作用點(diǎn)，解算推力矩系數(shù)，完成推力的估算過(guò)程，完成面向控制設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)建模工作。
[0009]進(jìn)一步的，在本發(fā)明中，受力估算后，采用拉格朗日方法推導(dǎo)飛行器的動(dòng)力學(xué)方程，得到完整的飛行器模型。
[0010]實(shí)際要實(shí)現(xiàn)上述完整的開(kāi)發(fā)過(guò)程需涉及多個(gè)功能模塊，并通過(guò)MATLAB和ANSYS環(huán)境下交互實(shí)現(xiàn)，各模塊之間、MATLAB與ANSYS之間的數(shù)據(jù)交換通過(guò)后處理模塊實(shí)現(xiàn)，本領(lǐng)域技術(shù)人員根據(jù)現(xiàn)有知識(shí)可以將通過(guò)上述描述完成各個(gè)功能模塊的搭建以及數(shù)據(jù)交互。
[0011]有益效果:
[0012]由于飛行器參數(shù)化建模技術(shù)以參數(shù)集來(lái)描述外形特征，氣動(dòng)外形的改變對(duì)應(yīng)集合中相應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)變化，又考慮到氣動(dòng)力是參數(shù)集的函數(shù)，再根據(jù)飛行器受力情況，就可以得到飛行器動(dòng)力學(xué)模型。飛行器參數(shù)化建模的優(yōu)勢(shì)在于采用工程估算方法計(jì)算氣動(dòng)力，可以大大提高效率，從而能較為方便地進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、外形優(yōu)化等。
[0013]本發(fā)明可用于飛行器設(shè)計(jì)的早期階段，能快速建立具有一定保真度的數(shù)學(xué)模型，提高早期設(shè)計(jì)和分析的效率；能促進(jìn)早期的控制設(shè)計(jì)與分析，實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)，使飛行器總體性能最優(yōu)；可用于飛行器穩(wěn)定性和性能品質(zhì)分析，從控制的角度為飛行器總體設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的信息反饋；基于一定保真度的參數(shù)化模型，實(shí)現(xiàn)飛行器氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)和控制等的一體化建模過(guò)程，為未來(lái)工程的實(shí)際應(yīng)用提供好的技術(shù)支持。
【附圖說(shuō)明】
[0014]圖1為基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化建模實(shí)現(xiàn)過(guò)程圖；
[0015]圖2為基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化外形的實(shí)現(xiàn)流程圖；
[0016]圖3為基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化建模的軟件實(shí)現(xiàn)方案。
【具體實(shí)施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作更進(jìn)一步的說(shuō)明。
[0018]本發(fā)明提出的技術(shù)與實(shí)現(xiàn)過(guò)程將飛行器參數(shù)化建模過(guò)程分成幾何外形參數(shù)化、飛行器受力估算(包括氣動(dòng)力和推力估算)和建立飛行器模型等部分。幾何參數(shù)化過(guò)程采用一些特征參數(shù)來(lái)描述飛行器外形，飛行器受力估算過(guò)程用來(lái)計(jì)算該外形飛行器的氣動(dòng)力和推力，描述飛行器模型建立過(guò)程，并根據(jù)飛行器的受力情況和運(yùn)動(dòng)參數(shù)，構(gòu)建飛行器姿態(tài)和軌跡運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)/運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，整個(gè)流程如圖1所示。
[0019]將飛行器的幾何外形分成兩類外形:機(jī)身類和機(jī)翼類。參數(shù)化時(shí)將機(jī)身/推進(jìn)系統(tǒng)外表面一起作為機(jī)身外形處理，采用剖面曲線特征參數(shù)，以及剖曲線特征參數(shù)的變化來(lái)描述；機(jī)翼的外形采用常見(jiàn)的翼形特征參數(shù)，如展長(zhǎng)、弦長(zhǎng)、厚度等描述。參數(shù)化方法的選擇既要考慮一般性、也要考慮描述的準(zhǔn)確性。盡量選擇有物理意義的且直觀的參數(shù)，參數(shù)的個(gè)數(shù)在保證精度的同時(shí)要盡可能少。通過(guò)給出一組飛行器外形參數(shù)，依據(jù)參數(shù)化的建模方法就可以生成參數(shù)化外形，并用面元法計(jì)算飛行器受到的氣動(dòng)力，過(guò)程如圖2所示。此外，本發(fā)明中把氣體在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的流動(dòng)看作準(zhǔn)一維流，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行簡(jiǎn)化建模并根據(jù)動(dòng)量定理估算推力。
[0020]飛行器參數(shù)化建模平臺(tái)能夠提供圖形用戶界面輸入飛行器幾何參數(shù)，用近似但有效的工程算法來(lái)得到非線性或/和線性的模型，并進(jìn)行參數(shù)比較研宄。飛行器幾何參數(shù)輸入在一個(gè)子界面中進(jìn)行，軟件中面元可以選擇三角形和矩形兩種面元，并且可以在不同的飛行器設(shè)置不同的面元大小。氣動(dòng)估算可以選擇不同的估算方法，設(shè)置飛行狀態(tài)參數(shù)并估算氣動(dòng)力和推力。
[0021]對(duì)給定的飛行器外形參數(shù)，繪制飛行器外形并劃分網(wǎng)格，使用劃分的網(wǎng)格數(shù)據(jù)，采用面元法估算給定飛行器外形的氣動(dòng)系數(shù)，從而作為以控制為中心氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)的底層功能模塊，為上層控制律設(shè)計(jì)和外形優(yōu)化過(guò)程提供支持?？偟膩?lái)說(shuō)，整個(gè)軟件的實(shí)現(xiàn)方案為:以MATLAB為平臺(tái)，調(diào)用ANSYS獲取面元參數(shù)，再應(yīng)用獲得的面元參數(shù)估計(jì)氣動(dòng)參數(shù)，創(chuàng)新性地實(shí)現(xiàn)飛行器參數(shù)化模型的自動(dòng)實(shí)現(xiàn)過(guò)程，圖3給出文件讀寫(xiě)操作的實(shí)現(xiàn)方案。
[0022]具體功能實(shí)現(xiàn)包括以下四個(gè)步驟:
[0023]I)在MATLAB軟件平臺(tái)提供的用戶界面中，用戶輸入飛行器外形參數(shù)及相應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)，并設(shè)置計(jì)算條件。MATLAB按事先約定好的格式將繪制外形和劃分網(wǎng)格所需數(shù)據(jù)寫(xiě)入文件GeoPara.txt中，通過(guò)接口程序驅(qū)動(dòng)ANSYS進(jìn)行下一步工作。
[0024]2) ANSYS啟動(dòng)事先編輯好的命令流程序，從GeoPara.txt中讀取外形參數(shù)，繪制飛行器外形。
[0025]3)按事先定義或用戶自定義的網(wǎng)格劃分方式劃分網(wǎng)格，并將得到的網(wǎng)格數(shù)據(jù)以約定的格式寫(xiě)入文件Panel, txt中。
[0026]4)MATLAB軟件平臺(tái)讀出網(wǎng)格數(shù)據(jù)，將網(wǎng)格數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換至計(jì)算坐標(biāo)系下，即可調(diào)用氣動(dòng)參數(shù)估算模塊，來(lái)進(jìn)行下一步的計(jì)算工作。
[0027]總的來(lái)說(shuō)，本發(fā)明提出基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器復(fù)雜參數(shù)化建模實(shí)現(xiàn)的新方法，根據(jù)飛行器給定參數(shù)自動(dòng)估算建模所需的氣動(dòng)力和推力。所開(kāi)發(fā)的飛行器建模和分析工具，用戶給出飛行器一組外形參數(shù)，無(wú)需人為干預(yù)，軟件能夠給出氣動(dòng)力/力矩系數(shù)和推力/力矩系數(shù)。通過(guò)飛行器建模和分析工具的開(kāi)發(fā)與集成，能夠建立飛行器參數(shù)化模型，使穩(wěn)定性和可控性分析成為可能，滿足飛行器初步設(shè)計(jì)階段控制相關(guān)分析與設(shè)計(jì)要求，能夠兼顧飛行器穩(wěn)定與性能的多目標(biāo)要求，滿足未來(lái)飛行器設(shè)計(jì)的優(yōu)化與迭代。
[0028]以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出:對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于:提取描述飛行器外形的參數(shù)集輸入至MATLAB中，確定參數(shù)集中的參數(shù)之間的約束關(guān)系，利用MATLAB計(jì)算出飛行器上特征點(diǎn)的坐標(biāo)，形成坐標(biāo)文件；接著利用ANSYS讀取坐標(biāo)文件生成飛行器外形，并利用ANSYS將飛行器外形進(jìn)行網(wǎng)格劃分，形成網(wǎng)格數(shù)據(jù)；最后利用MATLAB讀取網(wǎng)格數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)力和推力的受力估算，最終獲得飛行器模型。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于:對(duì)每個(gè)飛行器表面的面元采用工程估算方法計(jì)算氣動(dòng)力系數(shù)和力矩系數(shù)，疊加得到整個(gè)飛行器的氣動(dòng)力系數(shù)和力矩系數(shù)，實(shí)現(xiàn)飛行器氣動(dòng)力的估算過(guò)程。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于:用一維模型計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力系數(shù)，進(jìn)而根據(jù)飛行器上各個(gè)部分的外形數(shù)據(jù)，估算推力方向和作用點(diǎn)，解算推力矩系數(shù)，完成推力的估算過(guò)程。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于:受力估算后，采用拉格朗日方法推導(dǎo)飛行器的動(dòng)力學(xué)方程，得到完整的飛行器模型。
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于狀態(tài)類型函數(shù)的飛行器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法，提取描述飛行器外形的參數(shù)集輸入至MATLAB中，確定參數(shù)集中的參數(shù)之間的約束關(guān)系，利用MATLAB計(jì)算出飛行器上特征點(diǎn)的坐標(biāo)，形成坐標(biāo)文件；接著利用ANSYS讀取坐標(biāo)文件生成飛行器外形，并利用ANSYS將飛行器外形進(jìn)行網(wǎng)格劃分，形成網(wǎng)格數(shù)據(jù)；最后利用MATLAB讀取網(wǎng)格數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)力和推力的受力估算，最終獲得飛行器模型。本發(fā)明的設(shè)計(jì)效率高且保真度高，可很好地用于飛行器穩(wěn)定性和性能品質(zhì)分析。
【IPC分類】G06F17/50
【公開(kāi)號(hào)】CN104992023
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510408982
【發(fā)明人】劉燕斌
【申請(qǐng)人】南京航空航天大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年10月21日
【申請(qǐng)日】2015年7月13日