一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，包含以下步驟：S1,輸入飛機(jī)的初始狀態(tài)參數(shù)；S2，輸入飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)；S3，計(jì)算地軸系運(yùn)動(dòng)參數(shù)的導(dǎo)數(shù)；S4，將所述步驟S1中的初始狀態(tài)參數(shù)作為積分初值；將所述步驟S3中的導(dǎo)數(shù)作為積分速率，進(jìn)行積分，求解飛機(jī)當(dāng)前四元素值、飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度、飛機(jī)當(dāng)前位置、飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角、飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前側(cè)滑角；S5，計(jì)算飛機(jī)實(shí)際空速、實(shí)際迎角和實(shí)際側(cè)滑角；S6，將所述飛機(jī)實(shí)際空速、實(shí)際迎角、實(shí)際側(cè)滑角送至氣動(dòng)力計(jì)算模塊，精確模擬飛機(jī)所受的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：以實(shí)現(xiàn)大氣擾動(dòng)對飛機(jī)飛行參數(shù)變化過程的精細(xì)模擬，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)更為逼真。
【專利說明】
一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本發(fā)明涉及飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域和飛行仿真領(lǐng)域，通常需要評估大氣擾動(dòng)對飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的影響，尤 其是紊流和風(fēng)切變等在實(shí)際飛行中經(jīng)常遇到的大氣擾動(dòng)，飛行仿真環(huán)境中進(jìn)行大氣擾動(dòng)過 程模擬是型號研制和飛行員訓(xùn)練中必不可少的功能。例如，飛機(jī)進(jìn)近階段遭遇風(fēng)切變，需要 精細(xì)模擬飛機(jī)迎角和側(cè)滑角的漸變過程，以使飛機(jī)氣動(dòng)力和運(yùn)動(dòng)如真實(shí)飛機(jī)相當(dāng)。目前，大 氣擾動(dòng)通常以地球坐標(biāo)系三軸風(fēng)速分量的形式直接注入到飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程中，直接改變了飛 機(jī)地速增量，忽略了真實(shí)飛行中地速連續(xù)變化的動(dòng)態(tài)過程，降低了人在回路試驗(yàn)的逼真度， 影響了控制律和飛行品質(zhì)評估結(jié)論的可信度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，以解決或至少減輕【背景技術(shù)】中所存 在的至少一處的問題。
[0004] 本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:提供一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，包含以下步驟：
[0005] S1，輸入飛機(jī)的初始狀態(tài)參數(shù)，所述的初始狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)初始?xì)W拉角、飛機(jī)體 軸系初始角速度、飛機(jī)初始位置、飛機(jī)地軸系初始速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的初始迎角 和飛機(jī)相對于地軸系速度的初始側(cè)滑角；
[0006] S2,輸入飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)，所述飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)所受合外力的體軸 系三軸分量和合外力矩的體軸系三軸分量;飛機(jī)總質(zhì)量、繞飛機(jī)體軸系各軸的慣性矩和慣 性積;當(dāng)前飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的三軸分量；
[0007] S3,計(jì)算地軸系運(yùn)動(dòng)參數(shù)的導(dǎo)數(shù)，計(jì)算飛機(jī)修正當(dāng)前四元素值，
[0009] qi = qi/norm
[0010] q2 = q2/norm [0011 ] q3 = q3/norm [0012] q4=q4/norm
[0013]式中，norm為當(dāng)前四元素的模值，qi、q2、q 3和q4為修正后的四元素當(dāng)前值；
[0014] 根據(jù)修正后的四元素當(dāng)前值計(jì)算當(dāng)前方向余弦矩陣;根據(jù)所述方向余弦矩陣計(jì)算 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的三軸分量，所述分量亦為飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛 機(jī)地軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速 度當(dāng)前側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)，所述當(dāng)前角速度包含當(dāng)前滾轉(zhuǎn) 角速度、俯仰角速度和偏航角速度;計(jì)算四元素的導(dǎo)數(shù)；
[0015] S4,將所述步驟S1中的飛機(jī)初始?xì)W拉角轉(zhuǎn)換為四元素初值，與除初始?xì)W拉角外的 其他初始狀態(tài)參數(shù)一同作為積分初值;將所述步驟S3中四元素的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)體軸系滾轉(zhuǎn)角 速度的導(dǎo)數(shù)、俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)、偏航角速度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)地軸系當(dāng) 前速度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù)和飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前側(cè)滑 角的導(dǎo)數(shù)作為積分速率，進(jìn)行積分，求解飛機(jī)當(dāng)前四元素值、飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度、飛機(jī) 當(dāng)前位置、飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角、飛機(jī)相對于地軸系速 度的當(dāng)前側(cè)滑角；
[0016] S5,計(jì)算飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量 計(jì)算飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量計(jì)算飛機(jī)實(shí)際 空速、實(shí)際迎角和實(shí)際側(cè)滑角；
[0017] S6,將所述飛機(jī)實(shí)際空速、實(shí)際迎角、實(shí)際側(cè)滑角送至氣動(dòng)力計(jì)算模塊，精確模擬 飛機(jī)所受的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。
[0018] 優(yōu)選地，所述步驟S4中將飛機(jī)初始?xì)W拉角轉(zhuǎn)換為四元素初值，具體轉(zhuǎn)換方法為，
[0019] qi〇 = cos(0〇/2)cos( Φ o/2)cos(ito/2)+sin(0〇/2)sin( Φ o/2)sin(ito/2)
[0020] q2〇 = cos(9〇/2)sin( Φ o/2)cos(ito/2)-sin(0〇/2)cos( Φ o/2)sin(ito/2)
[0021] q3〇 = sin(9〇/2)cos( Φ o/2)cos(ito/2)+cos(0〇/2)sin( Φ o/2)sin(ito/2)
[0022] q4〇 = cos(9〇/2)cos( Φ o/2)sin(ito/2)-sin(0〇/2)sin( Φ o/2)cos(ito/2)
[0023]式中，qio、q2Q、q3()和q4Q為四元素初值，Φο為滾轉(zhuǎn)角、θ〇為俯仰角，為航向角。
[0024] 優(yōu)選地，所述步驟S3中，
[0025]當(dāng)前方向余弦矩陣的具體算法為，
[0028] Ay = 2(q2q3-qiq4)
[0029] Az = 2(q2q4+qiq3)
[0030] Bx = 2(q2q3+qiq4)
[0031 ] By : q'.-七 + q' - q)
[0032] Bz = 2(q3q4~qiq2)
[0033] Dx = 2(q2q4-qiq3)
[0034] Dy = 2(q3q4+qiq2)
[0035] Dz - ~ ij I + i/4
[0036] 式中，qi、q2、q3和q4為修正后的四元素當(dāng)前值；
[0037] 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的三軸分量具體算法為，
[0039]式中，Vxg、VyJPVzg為飛機(jī)地軸系速度在地軸系中的三軸分量，V為飛機(jī)地軸系當(dāng)前 速度，α為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角，β為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前側(cè)滑角； [0040]飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù)具體為，
[0046] p為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度、q為俯仰角速度，r為偏航角速度，g為飛機(jī)當(dāng)前位 置的重力加速度值，F(xiàn)xt、F yt、Fzt為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力的體軸系三軸分量；
[0047] 飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)具體為，
[0048] Bi = L+(Iy-Iz)qr+Izxpq
[0049] B2=M+(Iz-Ix)rp-Izx(p2-r 2)
[0050] B3 = N+(Ix-Iy)pq-IzXqr
[0051 ] P = (B'I+B'l
[0052] q = B://v
[0053] r = (BJ λ+Β? ^)/(1
[0054] #為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)、@為俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)，/為偏航角速度 的導(dǎo)數(shù)，為中間變量，L、M、N分別為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力矩的體軸系三軸分量，I x、 Iy、Iz、Izx分別為繞飛機(jī)體軸系X軸、y軸和z軸的慣性矩，Ι ζχ*繞飛機(jī)體軸系z軸和y軸的慣性 積；
[0055]四元素的導(dǎo)數(shù)為，
[0057]優(yōu)選地，所述步驟S5中飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量具體算法為，
[0059]式中，Vx、Vy、Vz分別為飛機(jī)空速在地軸系中的三軸分量，V xg、Vyg、Vzg分別為飛機(jī)地 速在地軸系中的三軸分量，Wxg、Wyg、Wzg分別為飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的三軸分量； [0060]飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量為，
[0062] 式中，Vxt、Vyt、Vzt分別為飛機(jī)空速在體軸系中的三軸分量；
[0063] 飛機(jī)空速、仰角和側(cè)滑角的具體算法為，
[0065] av=arctan(Vzt/Vxt)
[0066] 0v=arcsin(Vyt/Vv)
[0067] 式中，Vv為飛機(jī)空速，αν為飛機(jī)迎角，βν為飛機(jī)側(cè)滑角。
[0068]本發(fā)明的有益效果在于：
[0069] 本發(fā)明的方法可以實(shí)現(xiàn)大氣擾動(dòng)對飛機(jī)迎角、側(cè)滑角、真空速和地速等飛行參數(shù) 變化過程的精細(xì)模擬，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)響應(yīng)更為逼真。
[0070] 使用該算法改進(jìn)全數(shù)字仿真平臺(tái)、工程模擬器、綜合"鐵鳥"試驗(yàn)臺(tái)和飛行訓(xùn)練模 擬器等飛行仿真中的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)算法，能夠提高飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和訓(xùn)練的準(zhǔn)確度和 有效性，增加人在回路試驗(yàn)評估結(jié)論的可信度。
【附圖說明】
[0071 ]圖1是本發(fā)明一實(shí)施例的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0072]為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0073]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0074] 為了便于說明該改進(jìn)算法的效果，建立了一套飛機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真程序。設(shè)置仿真在0秒 開始，0.2秒時(shí)引入地軸系北向階躍風(fēng)，0.4秒時(shí)階躍結(jié)束，0.6秒時(shí)引入地軸系東向階躍風(fēng)， 0.8秒時(shí)階躍結(jié)束，1秒時(shí)仿真結(jié)束。其中，階躍風(fēng)強(qiáng)度為5m/s。
[0075] 如圖1所示，本實(shí)施例中的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，包含以下步驟：
[0076] S1，輸入飛機(jī)的初始狀態(tài)參數(shù)，所述的初始狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)初始?xì)W拉角、飛機(jī)體 軸系初始角速度、飛機(jī)初始位置、飛機(jī)地軸系初始速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的初始迎角 和飛機(jī)相對于地軸系速度的初始側(cè)滑角;所述飛機(jī)初始?xì)W拉角包含飛機(jī)俯仰角、飛機(jī)滾轉(zhuǎn) 角及飛機(jī)航向角;所述飛機(jī)體軸系初始角速度包含飛機(jī)體軸系初始滾轉(zhuǎn)角速度、飛機(jī)體軸 系初始俯仰角速度、飛機(jī)體軸系初始偏航角速度;所述飛機(jī)初始位置包含飛機(jī)初始北向位 置、飛機(jī)初始東向位置、飛機(jī)初始天向位置。
[0077] 在本實(shí)施例中，
[0078] 飛機(jī)俯仰角0Q = 2deg;
[0079] 飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角(i>o = Odeg;
[0080] 飛機(jī)航向角!k = 45deg;
[0081 ]飛機(jī)體軸系初始滾轉(zhuǎn)角速度p〇 = Odeg/s;
[0082 ]飛機(jī)體軸系初始俯仰角速度qo = 0 de g/ s;
[0083]飛機(jī)體軸系初始偏航角速度r〇 = Odeg/s;
[0084]飛機(jī)初始北向位置xo = Om;
[0085]飛機(jī)初始東向位置yo = Om;
[0086]飛機(jī)初始天向位置zo = 500m;
[0087] 飛機(jī)地軸系初始速度Vo=120m/s;
[0088] 飛機(jī)相對于地軸系速度的初始迎角aQ = 2deg;
[0089] 飛機(jī)相對于地軸系速度的初始側(cè)滑角i3〇 = Odeg。
[0090] S2,輸入飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)，所述飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)所受合外力的體軸 系三軸分量和合外力矩的體軸系三軸分量;飛機(jī)總質(zhì)量、繞飛機(jī)體軸系各軸的慣性矩和慣 性積;當(dāng)前飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的三軸分量。
[0091 ]在本實(shí)施例中，輸入飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)，均設(shè)為固定值 [0092]飛機(jī)所受合外力(不含重力）的體軸系三軸分量分別為
[0093] Fxt = 34.224191441307575 ；Fyt = 0 ；Fzt = 0.024677670778336 ；
[0094] 飛機(jī)所受合外力矩的體軸系三軸分量
[0095] L = 0；M = 0；N=0；
[0096] 飛機(jī)質(zhì)量特性數(shù)據(jù)
[0097] MassT = 100kg； Ix = 100000； Iy = 100000； Iy = 100000； Izx = -10；
[0098] 飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的三軸分量
[0099] 0.2秒時(shí)地軸系北向階躍風(fēng)5m/s，0.4秒時(shí)階躍結(jié)束；
[0100] 0.6秒時(shí)地軸系東向階躍風(fēng)5m/s，0.8秒時(shí)階躍結(jié)束。
[0101] S3,計(jì)算地軸系運(yùn)動(dòng)參數(shù)的導(dǎo)數(shù)，計(jì)算飛機(jī)修正當(dāng)前四元素值，
[0103] qi = qi/norm
[0104] q2 = q2/norm
[0105] q3 = q3/norm
[0106] q4=q4/norm
[0107] 式中，norm為當(dāng)前四元素的模值，qi、q2、q3和q4為修正后的四元素當(dāng)前值；
[0108] 根據(jù)修正后的四元素當(dāng)前值計(jì)算當(dāng)前方向余弦矩陣;根據(jù)所述方向余弦矩陣計(jì)算 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的三軸分量，所述分量亦為飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛 機(jī)地軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速 度當(dāng)前側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)，所述當(dāng)前角速度包含當(dāng)前滾轉(zhuǎn) 角速度、俯仰角速度和偏航角速度;計(jì)算四元素的導(dǎo)數(shù)；
[0109] S4,將所述步驟S1中的飛機(jī)初始?xì)W拉角轉(zhuǎn)換為四元素初值，與除初始?xì)W拉角外的 其他初始狀態(tài)參數(shù)一同作為積分初值;將所述步驟S3中四元素的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)體軸系滾轉(zhuǎn)角 速度的導(dǎo)數(shù)、俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)、偏航角速度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)地軸系當(dāng) 前速度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù)和飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前側(cè)滑 角的導(dǎo)數(shù)作為積分速率，進(jìn)行積分，求解飛機(jī)當(dāng)前四元素值、飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度、飛機(jī) 當(dāng)前位置、飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角、飛機(jī)相對于地軸系速 度的當(dāng)前側(cè)滑角；
[0110] S5,計(jì)算飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量 計(jì)算飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量計(jì)算飛機(jī)實(shí)際 空速、實(shí)際迎角和實(shí)際側(cè)滑角；
[0111] S6,將所述飛機(jī)實(shí)際空速、實(shí)際迎角、實(shí)際側(cè)滑角送至氣動(dòng)力計(jì)算模塊，精確模擬 飛機(jī)所受的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。
[0112] 在本實(shí)施例中，所述步驟S4中將飛機(jī)初始?xì)W拉角轉(zhuǎn)換為四元素初值，具體轉(zhuǎn)換方 法為，
[0113] qi〇 = cos(0〇/2)cos( Φ o/2)cos(ito/2)+sin(0〇/2)sin( Φ o/2)sin(ito/2)
[0114] q2〇 = cos(9〇/2)sin( Φ o/2)cos(ito/2)-sin(0〇/2)cos( Φ o/2)sin(ito/2)
[0115] q3〇 = sin(9〇/2)cos( Φ o/2)cos(ito/2)+cos(0〇/2)sin( Φ o/2)sin(ito/2)
[0116] q4〇 = cos(9〇/2)cos( Φ o/2)sin(ito/2)-sin(0〇/2)sin( Φ o/2)cos(ito/2)
[0117]式中，qio、q2Q、q3()和q4Q為四元素初值，Φο為滾轉(zhuǎn)角、θ〇為俯仰角，為航向角。
[0118] 在本實(shí)施例中，所述步驟S3中，
[0119] 當(dāng)前方向余弦矩陣的具體算法為，
[0122] Ay = 2(q2q3_qiq4)
[0123] Az = 2(q2q4+qiq3)
[0124] Bx = 2(q2q3+qiq4)
[0125] By = <7,2 - cf + q： - cfA
[0126] Bz = 2(q3qf qiq2)
[0127] Dx = 2(q2qf qiq3)
[0128] Dy = 2(q3q4+qiq2)
[0129] flz = -fI -% + f4
[0130] 式中，qi、q2、q3和q4為修正后的四元素當(dāng)前值；
[0131 ]飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的三軸分量具體算法為，
[0133] 式中，Vxg、VydPVzg為飛機(jī)地軸系速度在地軸系中的三軸分量，V為飛機(jī)地軸系當(dāng)前 速度，α為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角，β為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前側(cè)滑角；
[0134] 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù)具體為，
[0140] ρ為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度、q為俯仰角速度，r為偏航角速度，g為飛機(jī)當(dāng)前位 置的重力加速度值，F(xiàn)xt、F yt、Fzt為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力的體軸系三軸分量；
[0141]飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)具體為，
[0142] Bi = L+(Iy-Iz)qr+Izxpq
[0143] B2=M+(Iz-Ix)rp-Izx(p2-r2)
[0144] B3 = N+(Ix-Iy)pq-IzXqr
[0145]
[0146] q - · Κ·
[0147] r = (B{i x -\-B,I；)i(iJ -I J )
[0148] P為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)、4為俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)，〖為偏航角速度 的導(dǎo)數(shù)，為中間變量，L、M、N分別為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力矩的體軸系三軸分量，I x、 Iy、Iz、Izx分別為繞飛機(jī)體軸系X軸、y軸和z軸的慣性矩，Ι ζχ*繞飛機(jī)體軸系z軸和y軸的慣性 積；
[0149] 四元素的導(dǎo)數(shù)為，
[0151]在本實(shí)施例中，所述步驟S5中飛機(jī)空速在地軸系的三軸分量具體算法為，
[0153] 式中，Vx、Vy、Vz分別為飛機(jī)空速在地軸系中的三軸分量，V xg、Vyg、Vzg分別為飛機(jī)地 速在地軸系中的三軸分量，W xg、Wyg、Wzg分別為飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的三軸分量；
[0154] 飛機(jī)空速在體軸系的三軸分量為，
[0156] 式中，Vxt、Vyt、Vzt分別為飛機(jī)空速在體軸系中的三軸分量；
[0157] 飛機(jī)空速、仰角和側(cè)滑角的具體算法為，
[0159] av=arctan(Vzt/Vxt)
[0160] 0v=arcsin(Vyt/Vv)
[0161] 式中，Vv為飛機(jī)空速，αν為飛機(jī)迎角，βν為飛機(jī)側(cè)滑角。
[0162] 最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡 管參照前述實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然 可以對前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替 換;而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精 神和范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，其特征在于，包含W下步驟： S1，輸入飛機(jī)的初始狀態(tài)參數(shù)，所述的初始狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)初始?xì)W拉角、飛機(jī)體軸系 初始角速度、飛機(jī)初始位置、飛機(jī)地軸系初始速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的初始迎角和飛 機(jī)相對于地軸系速度的初始側(cè)滑角； 52, 輸入飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)，所述飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)包含飛機(jī)所受合外力的體軸系Ξ 軸分量和合外力矩的體軸系Ξ軸分量;飛機(jī)總質(zhì)量、繞飛機(jī)體軸系各軸的慣性矩和慣性積； 當(dāng)前飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的Ξ軸分量； 53, 計(jì)算地軸系運(yùn)動(dòng)參數(shù)的導(dǎo)數(shù)，計(jì)算飛機(jī)修正當(dāng)前四元素值，式中，norm為當(dāng)前四元素的模值，qi、Q2、q沸Q4為修正后的四元素當(dāng)前值； 根據(jù)修正后的四元素當(dāng)前值計(jì)算當(dāng)前方向余弦矩陣;根據(jù)所述方向余弦矩陣計(jì)算飛機(jī) 地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的Ξ軸分量，所述分量亦為飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛機(jī)地 軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù);飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng) 前側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù);計(jì)算飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)，所述當(dāng)前角速度包含當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速 度、俯仰角速度和偏航角速度;計(jì)算四元素的導(dǎo)數(shù)； 54, 將所述步驟S1中的飛機(jī)初始?xì)W拉角轉(zhuǎn)換為四元素初值，與除初始?xì)W拉角外的其他 初始狀態(tài)參數(shù)一同作為積分初值;將所述步驟S3中四元素的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)體軸系滾轉(zhuǎn)角速度 的導(dǎo)數(shù)、俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)、偏航角速度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)當(dāng)前位置的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)地軸系當(dāng)前速 度的導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前迎角的導(dǎo)數(shù)和飛機(jī)相對于地軸系速度當(dāng)前側(cè)滑角的 導(dǎo)數(shù)作為積分速率，進(jìn)行積分，求解飛機(jī)當(dāng)前四元素值、飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度、飛機(jī)當(dāng)前 位置、飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度、飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角、飛機(jī)相對于地軸系速度的 當(dāng)前側(cè)滑角； 55, 計(jì)算飛機(jī)空速在地軸系的Ξ軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在地軸系的Ξ軸分量計(jì)算 飛機(jī)空速在體軸系的Ξ軸分量，根據(jù)所述飛機(jī)空速在體軸系的Ξ軸分量計(jì)算飛機(jī)實(shí)際空 速、實(shí)際迎角和實(shí)際側(cè)滑角. 56, 將所述飛機(jī)實(shí)際空速、實(shí)際迎角、實(shí)際側(cè)滑角送至氣動(dòng)力計(jì)算模塊，精確模擬飛機(jī) 所受的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。2. 如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，其特征在于:所述步驟S4中將飛機(jī)初始?xì)W拉 角轉(zhuǎn)換為四元素初值，具體轉(zhuǎn)換方法為，式中，qio、q2〇、q3〇和q4〇為四元素初值，Φ 0為滾轉(zhuǎn)角、9〇為俯仰角，Φο為航向角。3.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，其特征在于:所述步驟S3中， 當(dāng)前方向余弦矩陣的具體算法為，式中，qi、Q2、q沸Q4為修正后的四元素當(dāng)前值； 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度在地軸系中的Ξ軸分量具體算法為，式中，Vxg、Vyg和Vzg為飛機(jī)地軸系速度在地軸系中的Ξ軸分量，V為飛機(jī)地軸系當(dāng)前速 度，α為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前迎角，0為飛機(jī)相對于地軸系速度的當(dāng)前側(cè)滑角； 飛機(jī)地軸系當(dāng)前速度的導(dǎo)數(shù)具體為，Ρ為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度、q為俯仰角速度，r為偏航角速度，g為飛機(jī)當(dāng)前位置的 重力加速度值，F(xiàn)xt、Fyt、Fzt為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力的體軸系；軸分量； 飛機(jī)體軸系當(dāng)前角速度的導(dǎo)數(shù)具體為，公為飛機(jī)體軸系當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)4為俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)，為偏航角速度的導(dǎo) 數(shù)，Bi、B2、B3為中間變量，L、M、N分別為飛機(jī)當(dāng)前所受合外力矩的體軸系立軸分量，Ix、Iy、Iz、 Izx分別為繞飛機(jī)體軸系X軸、y軸和Z軸的慣性矩，Izx為繞飛機(jī)體軸系Z軸和y軸的慣性積； 四元素的導(dǎo)數(shù)為，4.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模擬方法，其特征在于:所述步驟S5中飛機(jī)空速在地軸 系的Ξ軸分量具體算法為，式中，Vx、Vy、Vz分別為飛機(jī)空速在地軸系中的立軸分量，Vxg、Vyg、Vzg分別為飛機(jī)地速在 地軸系中的Ξ軸分量，Wxg、Wyg、Wzg分別為飛機(jī)所處環(huán)境的風(fēng)速在地軸系中的Ξ軸分量； 飛機(jī)空速在體軸系的Ξ軸分量為，式中，Vxt、Vyt、Vzt分別為飛機(jī)空速在體軸系中的Ξ軸分量； 飛機(jī)空速、仰角和側(cè)滑角的具體算法為，式中，Vv為飛機(jī)空速，叫為飛機(jī)迎角，扔為飛機(jī)側(cè)滑角。
【文檔編號】G06F17/50GK106096091SQ201610374361
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年5月31日
【發(fā)明人】林皓, 朱江, 馬力, 郁健萍, 馬銘澤
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所