两栖UAV动力学建模与仿真

Vol. 36, No. 1火力与指挥控制第36卷第1期Jan, 201Fire Control Command Control2011年1月文章编号:1002-0640(2011)01-0010-04两栖UAV动力学建模与仿真裴謀,张宇文,袁绪龙,张博(西北工业大学,西安710072)摘要:两栖UAV是介于空气与水之间运动的新概念飞行器,由于同时受到空气动力,水动力的作用,动力学特征较巡航飞行器和水面滑行艇均有很大差别。基于空气动力学和二元平面滑行理论建立了两栖UAV的飞行动力学模型和滑跳动力学模型,同时给出了仿真算例,并对两栖UAV的滑跳过程进行了弹道仿真研究。建模可以为两栖UAV的方案总体设计,滑水外形优化和弹道方案设计提供理论依据和计算方法关键词:两栖UAV,水动力滑跳弹道,动力学模型,仿真计算中图分类号:TJ760.32文献标识码:ADynamic Modeling and Simulation of Trans-media Aircraft SystemPEI Xuan, ZHANG Yu-wen, YUAN Xu-long, ZHANG Bo(Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China)Abstract: The trans-media aircraft is the new concept amphibious aircraft moving between gas andwater,which has been affect by aerodynamic force and the hydrodynamic force, and kinetics of it aredifferent from the normal aircraft and planning boat. Based on the aerodynamic and the theory ofplanning, the dynamic model of the slide jump ballistics of the trans-media was developed. The simulationexample had been given, and the process and characteristic of trans-media aircraft slide jump ballistics hadbeen analyzed especially. It gives theoretical foundation and computation method for the conceptual designof trans-media system, planning shape design optimization and ballistics designKey words: trans-media aircraft, hydrodynamic force, slide jump ballistics, dynamic model, simulationcomputation突防,从而达到出其不意的攻击目的。由于两栖UAV在飞行过程中,不断交替在气、两栖UAV是近年来新提出的一种能够通过水液两相界面运动,受空气动力,水动力的复面待机、水上高速滑行、水面起降、近水面滑跳机动合影响,受力状态相当复杂,国内外对其的研究较飞行实现高效突防的一种新概念飞行器。根据概念少[们。本文将针对两栖UAV滑跳的动力学特点,建设计,它融合了水上飞机和巡航导弹各自的优势,具立两栖UAV滑跳阶段的动力学模型,并给出数值有水陆两栖特性,先以巡航飞行模式实现远程防区算法与算例。外发射,在接近敌方关键防御圈时,改为滑跳机动飞行利用海面杂波掩护躲避敌方低空雷达实现高效1数学模型中国煤化工收稿日期:2009-11-10修回日期:200912-20CNMHG吃水线为界上半作者简介辈『(1983),男,江苏室兴人,博士研究部分为+p万乃加坐底,UAV外形如下生,研究方向:水中兵器发射理论与技术。页图1所示;UAV为轴对称刚体,质心位于对称轴装讓,等:两牺UAv动力学建模与仿真(总第36-0011)·11上;飞行过程中不计外界干扰力;不计运动过程中舵k为平尾处的动压比;为平尾处下洗随攻角面响应运动的反作用;运动过程中仅考察其纵向运动过程,忽略的偏航和横滚运动海面为静海面,不的变化率;m,m为力矩系数关于攻角和舵角的导考虑海况影响;取地面坐标系Ox0y0zo和弹体坐标系数;Cy,m:为弯曲假设下的升力系数与力矩系数关0xyz如图2所示。UAV的滑跳运动可简化为纵向于角速度a的导数;a为UAV攻角,由下式计算平面运动。a=-arctan ()其中0为弹道倾角,由下式计算图1两栖UAV坐标示意图(10)1.2流体动力分析V为特征速度,取导弹质心处相对于流体的速在两栖UAV飞行过程中,作用于导弹上的流度:体动力与UAV距离海面的高度H有关,当H≥0时,UAV在空中飞行,仅受到气动力的影响。当H同时还受到水动力的作用,在UAV飞行过程中,充、a分别为导弹的有因次和无因次俯仰角速<0,则UA地面入水,UAV在受到气动力作用的分考虑地面效应的影响。UAV的作用力分别以位(11)置力和阻尼力表征在坐标系中,各流体动力如下,其0为UAV过程中弹体系下的实时俯仰角中下标为B,I,I分别表示机身,前升力面,后升力1.3滑水状态动力学分析二元平板理论主要思想是将滑行平板将流体运(1)位置力:动等效于薄翼的下半平面流场,滑行前缘发生与运①法向力:动方向相反的射流,滑行平板下表面上的压力分布②轴向x,2叫sCc;a+ca)(1)与薄翼下表面上的压力分布是一样的。在不考虑粘性的情况下,二元滑行平Xo=-PSCroV(2)板下表面压力的合力垂直③俯仰力矩于平板。由于只有压力Mi-2eSLv-(m a+?on)而无吸力免,滑行平板的图2二元滑行面水动力升力是薄翼的一半,升力分析(2)阻尼力焦点距离前缘1/4处。①旋转力:两栖UAV不同于常规巡航飞行器,最大的特Yu=eSLC(w, H)w, V(4)点是周期性入水。由于水动力对UAV的影响,UAV的力学特征和弹道特征较常规飞行器有极大②旋转力矩:不同。入水过程主要是横向的滑水运动和纵向的简M=opsL va,m?(5)谐运动,所受到的滑水力分别为滑水动升力和滑水式中:P为运动介质的密度;v为运动体相对于阻力两部分。滑水运动过程中,UAV弹身姿态时刻变化,故面积为机氮相对于空气的攻角c,必为理想条其俯中国煤化工体积v沾件下升力系数关于攻角和舵角的导数湿深度CNMHG图3中的船体外形点A~G作为船体沾湿条件cs=ca+eg! s+e,ik,s(1-do(6)判定控制点由于弹体的姿态参数基于地面坐标系12·(总第36-0012)火力与指挥控制2011年第1期故先要将水平面的坐标转换为弹体坐标系。水平面坐c为摩擦阻力系数;c为诱导阻力系数标在地面系(xy)和弹体系(x,y)下的关系如下滑水动升力和阻力作用点与吃水沾湿比相关,(12)偏离质心,故要考虑滑水力偏心力矩:se滑水升力矩切片沾湿状态如下所示:Me=Yc(x-Im)yA,切面完全无沾湿为质心到头部的距离;x滑水动升力到头部yAy,切面全沾湿h为滑水阻力作用点距离质心的高度(13)1.4动力学建模Sssy上述建立的流体动力模型、作用力模型,它们的确定都依赖于导弹滑跳过程中的导弹运动参数,如导弹的速度v与v导弹的加速度a、导弹的转动角θ、导弹的质心位移x与y等。这就需要建立导弹发射过程的运动方程组,以求解导弹运动参数。取图3切片沾湿示意图导弹的质心为坐标系oxy原点在坐标系(参见图)lss~lss和Ss1~Ss分别为切面的沾湿控制中建立导弹平面运动方程组:面和沾湿控制线。当沾湿控制面全部沾湿,取该面面a2]=-K;v2-△Gsin-Xc积边长作为沾湿长度和沾湿面积,沾湿控制面部分(23)沾湿条件下,取该面到水线的位置为沾湿长度和沾Uy +mx.+,,=(Kya+K,0n)v2+Kw,U湿面积。图3中粗线部分为切片沾湿长度ls,灰色△Gcos+Yc(24)部分为切片沾湿面积Ss,根据式(13),将切片沾湿Ju w, +mx v, +mx v, w, =(Knraa+Kudos)v2+条件下的各沾湿控制面和控制线的沾湿面积和沾湿Kmw,v-G. cose+Mc+Mxc(25)长度进行叠加,即可得到S和ls:(14)Ucos已(27)式中:x为沾湿控制面数量,以下同上;yo=using(28)式中:Xc(t,H)为滑水阻力;Yc(t,H)为法向滑(15)水力;M(t,H)为滑水力矩;△G为负浮力;m、为导弹质量和绕oz轴的转动惯量;lss×n(16)方程组中的有关流体动力模型在1.2~1.3节(17)中都已建立,由附加质量产生的惯性力这里直接写在了运动方程组的左端根据二元滑行面在理想流体下的滑水升力计算公式,根据二元滑行面理论可得滑水力近似计算2仿真算例公式为:UAV发射高度为20m,初始轴向速度为Yc=apV Scy(18)160m/s,初始攻角为1.65°,线性PID控制10),仿真时0s,仿真结果如下:(19)中国煤化工直符合期望要求式中:c’为滑水动升力系数,c:为滑水阻力系实现CNMHG,且在较小的沾数,计算如下式湿面积下实现动升力对上跳的直接贡献。整个弹道cr=cite20)在60s以后趋于稳定,周期性呈现可复制性。裴讓等:两栖UAv动力学建模与仿真总第36-0013)·1310为0.23结论-10501050100150(1)采用建模仿真方法为分析研究两栖UAV的动力学分析提供了一条有效途径,可以为两栖弹道倾UAV总体系统的设计与试验提供先期预报。(2)姿态参数出现明显的阶跃变化。在滑水瞬间,a,0,ω均出现瞬时增大,然后随着离开水面而回归平衡,直到下一次滑水瞬间。4弹道姿态一一时间历程曲线(3)UAV在滑水过程中滑水力在短时间内出X-Y Plane现较大值,使得UAV的结构工作环境恶化,对15UAV滑水底面的结构强度提出了较高的要求10(4)UAV在滑水过程中姿态短时间内出现波动性变化,UAV弹道变化幅度很大。因此控制系统00.511.522.5的稳定工作与否,对UAV的正常飞行至关重要,也图5质心弹道仿真一时间历程曲线是进一步开展研究的重要方向。沾湿面积时间历程Pane参考文献:[1] Lyde'ric Bocquet The Physics of Stone SkippinganionysIcs沾湿体积时间历程PaneTeachers.[DOI:10.1119/1.1519232],2003[2] Paul R. Hybrid Ram-Wing/Planning Craft-Today's100120Shipps Engineering Service, AlAA-1976-877-977.图6弹身沾湿状态—时间历程曲线[3] Hassan G, Mahmoud G. A Combined Method for从弹道外形分析,空中弹道基本平滑,峰值处圆the Hydrodynamic Characteristics of Plannin滑过渡;入水滑水过程中水中弹道峰值明显尖锐,尤Crafts[J]. Ocean Engineering, 2008, 35:310-322其是在水下滑跳瞬间,滑跳弹道出现了吃水尖点[4]吴子牛.空气动力学[M].北京:清华大学出版社,对于每一次滑水过程,相当于在空中飞行时的个阶跃扰动激励源。当底部开始沾水,导弹的姿态[5]程明道,刘晚东,何术龙,等,方尾船兴波阻力计算及参数a,6,叫2,V2均出现一个较大的变化,其中由于其应用[].船舶力学,1999,15(3):6-1滑水阻力的影响,V:从174m/s减小到168m/s;由[6]B国盒,东海宁,周丹杰等海效导弹气动外形设计方法研究[C/2003空气动力前沿研究论文集,于滑水动升力影响v从-16m/s增加到-2.532003:280-2m/s;由于速度的迅速下降造成的攻角急剧减小,从[7]赵连恩高性能船舶水动力原理与设计、M!哈尔49°急剧增加到1.1°,与此同时,0、ω分别由触水前滨:哈尔滨工程大学出版社,2002.的2.8和12.1°/s减小到25°和40°/s,之后由于[8]张宇文鱼雷弹道与弹道设计[M西安:西北工业滑水动升力的作用,上跳逐渐脱离水面V逐渐回大学出版社,2001到上一次触水前的速度,于此同时,由于控制系统[9]史莹晶马广高大空域机动巡航导弹的模糊PD的作用,a,0,a2也相应回归,直到下一次触水。控制器设计[].弹箭与制导学报,205,26(4):1从沾湿状态上来看,沾湿面积和沾湿体积在最中国煤化工初几次滑水过程波动较大,初次入水和二次入水相10性PID控制在导CNMHG南大学学报(自然差最大,之后沾湿面积S和沾湿体积V,开始逐渐科学版),2006,18(8);411-414上升,在约68s时趋于稳定,此时S,为29m2,V