应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质与流程

本申请涉及飞行器伺服系统控制技术，尤其涉及一种应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质。
背景技术：
：飞行器在研制的过程中，需要在地面进行多次试验。其中，对飞行器中的伺服系统进行试验的目的是获取在伺服系统带载和空载条件下的频率特性指标。伺服系统在地面进行扫频测试时，需要保证飞行器中空气舵传动系统中包括舵轴、舵支架、连杆等各个组件的结构强度满足测试负载力矩的要求。传统的测试项目只针对控制系统对伺服能够提供负载力矩要求的下限，并未就地面测试时可能产生的测试载荷上限进行计算，也未对伺服系统的结构强度设计提出要求，测试结果不能准确地体现伺服系统的特性指标。技术实现要素：为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质。本申请第一方面实施例提供一种应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法，包括：获取飞行器中空气舵的静态载荷参数，并根据所述静态载荷参数确定空气舵的静载荷；获取空气舵的动态载荷参数，并根据所述动态载荷参数确定空气舵的动载荷；根据所述静载荷和动载荷确定飞行器伺服系统的伺服负载力矩。本申请第二方面实施例提供一种应用于飞行器的伺服负载力矩计算设备，包括：存储器；处理器；以及计算机程序；其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上所述的方法。本申请第三方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上所述的方法。本申请实施例提供的技术方案，通过获取飞行器中空气舵的静态载荷参数，并根据静态载荷参数确定空气舵的静载荷，获取空气舵的动态载荷参数，并根据动态载荷参数确定空气舵的动载荷，根据静载荷和动载荷确定伺服负载力矩，可以作为伺服系统结构强度校核的指标条件，更符合伺服系统的实际运行工况，进而有利于提高伺服系统对空气舵控制的精确度。附图说明此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：图1为本申请实施例一提供的伺服负载力矩计算方法的流程图；图2为本申请实施例二提供的空气舵的舵面序号及舵偏符号示意图；图3为本申请实施例二提供的空气舵的舵面坐标系示意图；图4为本申请实施例五提供的伺服负载力矩计算设备的结构示意图。具体实施方式为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。实施例一本实施例提供一种伺服负载力矩计算方法，能够应用于对飞行器中的伺服系统中，以对伺服负载力矩进行计算，进而提高伺服系统的控制精度。伺服系统用于控制空气舵进行工作，以调节飞行器的飞行姿态。该飞行器可以为能够在大气层内飞行的航空器，如：飞艇、飞机等，也可以为在大气层外飞行的航天器，如：人造卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等，或者也可以为火箭或导弹。实际应用中，该伺服负载力矩计算方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，u盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、可移动智能设备等。图1为本申请实施例一提供的伺服负载力矩计算方法的流程图。如图1所示，本实施例提供的伺服负载力矩计算方法，其特征在于，包括：步骤101、获取飞行器中空气舵的静态载荷参数，并根据静态载荷参数确定空气舵的静载荷。在飞行器的飞行过程中，空气舵的静载荷表征的是空气舵面可能受到的最大气动铰链力矩，可根据不同工况下空气舵的静态载荷参数进行计算得到。静态载荷参数可以为马赫数、攻角、侧滑角、舵偏角、气动参数等。根据这些静态载荷参数之间的关系来确定空气舵的静载荷，其实现过程可以有多种方式。静态载荷参数可以通过相应的传感器经过检测得到，也可以通过处理器根据传感器检测到的数据进行相应的计算得到。步骤102、获取空气舵的动态载荷参数，并根据动态载荷参数确定空气舵的动载荷。空气舵的动载荷与空气舵的转动特性相关，用于表征空气舵的动态性能，可根据空气舵的一些动态载荷参数计算得到。动态载荷参数可以包括：转动惯量、转动幅值、扫频频率等。根据这些动态载荷参数之间的关系来确定空气舵的动载荷，其实现过程可以由多种方式。动态载荷参数可以通过处理器根据传感器检测到的数据进行相应的计算得到。步骤103、根据静载荷和动载荷确定飞行器伺服系统的伺服负载力矩。根据上述两个步骤确定出的静载荷和动载荷确定伺服系统的负载力矩。伺服负载力矩包括静载荷和动载荷两部分，该两部分的叠加即可得到伺服负载力矩。本实施例提供的技术方案，通过获取飞行器中空气舵的静态载荷参数，并根据静态载荷参数确定空气舵的静载荷，获取空气舵的动态载荷参数，并根据动态载荷参数确定空气舵的动载荷，根据静载荷和动载荷确定伺服负载力矩，可以作为伺服系统结构强度校核的指标条件，更符合伺服系统的实际运行工况，进而有利于提高伺服系统对空气舵控制的精确度。实施例二本实施例是在上述实施例的基础上，对伺服负载力矩计算方法进行优化，尤其是提供一种通过静态载荷参数确定静载荷的方式。图2为本申请实施例二提供的空气舵的舵面序号及舵偏符号示意图。本实施例以火箭作为飞行器为例进行说明。图2展示的是箭底方向，也即从火箭底端看的方向。如图2所示，四个空气舵沿周向均匀排布，各自位于四象限的其中一个象限内。空气舵后缘顺时针偏转为正舵偏。舵面法向力和铰链力矩系数的数据格式如下表：表一舵面法向力和铰链力矩系数表其中，mach为马赫数，beta为侧滑角，alpha为攻角，dr为滚动舵偏角，cnf为舵面法向力参数，cmj为舵铰链力矩系数。表中的“x”表示省略的数值。基于以上各参数，利用六自由度偏差组合仿真模型进行仿真分析，根据各参数计算单个空气舵的最大铰链力矩。一种具体的实现方式：本实施例中，上述静态载荷参数包括：空气舵的飞行动压。则上述实施例中的步骤101具体可以为根据六自由度偏差组合仿真模型对所述飞行动压进行仿真及计算，以得到空气舵的静载荷。具体包括两个步骤：首先，根据六自由度偏差组合仿真模型对飞行动压进行仿真，以得到空气舵铰链力矩系数。然后根据空气舵铰链力矩系数确定空气舵的静载荷。六自由度偏差组合仿真模型为本领域常用的模型，本实施例直接应用该模型进行仿真，以得到铰链力矩系数。可根据如下公式确定空气舵的静载荷：m静＝cmj×q×sm×lc，其中，m静为空气舵的静载荷，cmj为空气舵铰链力矩系数，q为飞行动压，sm为空气舵参考面积，lc为空气舵面参考长度。进一步的，在确定空气舵的静载荷之后，还可以对空气舵轴的位置进行调整，确定调整后的空气舵铰链力矩用于代替调整前的空气舵铰链力矩。对舵轴位置进行调整，降低不同工况下舵面压心到舵轴的距离，使得最大正铰链力矩和最大负铰链力矩数值基本一致，从而达到降低铰链力矩的目的。图3为本申请实施例二提供的空气舵的舵面坐标系示意图。如图3所示，舵面坐标系原点o是舵轴中心线与根弦交点，x轴沿舵根弦方向指向前缘；z轴垂直于x轴、沿舵轴方向指向箭体外侧；y轴垂直于xoz平面(即舵面)，其正向按右手定则确定。调整后的空气舵铰链力矩具体通过如下公式得到：其中，cmj_new为调整后的空气舵铰链力矩，cmj_old为调整前的空气舵铰链力矩，cnf为空气舵面法向力系数，δx为在空气舵面坐标系下调整后的舵轴位置相对于调整前的舵轴位置沿第一方向的绝对移动量，lc为空气舵面参考长度。第一方向为图3中的ox方向。实施例三本实施例是在上述实施例的基础上，对伺服负载力矩计算方法进行优化，尤其是提供一种通过动态载荷参数确定动载荷的方式。本实施例中，动载荷参数包括：空气舵的转动惯量、转动幅值和转动件角速度。上述实施例中的步骤102具体可以通过如下公式计算动载荷：m动＝j×a×ω2×sin(ωt)，其中，m动为空气舵的动载荷，j为空气舵的转动惯量，t为时间参数，ω为空气舵的转动角速度，sin(ωt)为力矩随时间周期变化的规律。a为空气舵的转动幅值，等于空气舵的控制指令值乘以幅值放大倍数，计算时以伺服小系统频率特征指标为准。伺服小系统频率特征指标体系如下表所示：表二伺服小系统频率特征指标角频率幅值技术要求相位技术要求1≤xx≤xx10≤xx≤xx………600≤xx≤xx表二中，“x”表示省略的数值。由以上公式可知，动载荷与不同频率和对应的幅值放大倍数都有关系，计算动载荷时需要把所有的频率点都计算到。需要注意的是，指标中幅值技术要求的单位为db，计算a时需要进行单位换算成倍数。实施例四本实施例是在上述实施例的基础上，对伺服负载力矩计算方法进行优化，尤其是提供一种确定伺服负载力矩的方式。上述实施例中的步骤103，具体可以采用如下方式来实现：首先，可以多次执行实施例三的方式，计算多个动载荷。然后获取测试过程中多次计算得到的动载荷的最大值，作为最大动载荷。最后计算静载荷和最大动载荷之和，作为伺服系统的伺服负载力矩。例如可通过如下公式进行计算：m综合＝m静+max(m动)，其中，m静可采用上述实施例二所提供的方式计算得到，m动可采用上述实施例三所提供的方式计算得到，m综合为伺服负载力矩。本实施例所提供的上述方案，针对静载荷，采用六自由度仿真分析方法，确定作用在空气舵上的最大气动铰链力矩；针对动载荷，综合伺服小系统在全频段的幅值特性、舵尺寸及转动惯量、舵传动机构在带载情况下的结构变形等因素，系统建立动载荷数学模型，确定伺服负载力矩，以实现对伺服系统地面扫频测试载荷的精准测试和评估，有利于提高伺服系统的控制精度。实施例五图4为本申请实施例五提供的伺服负载力矩计算设备的结构示意图。如图4所示，本实施例提供的应用于飞行器的伺服负载力矩计算设备，包括：存储器41、处理器42、以及计算机程序。其中，计算机程序存储在存储器41中，并被配置为由处理器42执行以实现如上述任一实施例所提供的方法。本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行以实现如上述任一实施例所提供的方法。本实施例提供的设备和存储介质具备与上述方法相同的技术效果。本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd-rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。当前第1页1 2 3 

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