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1、(10)申请公布号 CN 103995918 A (43)申请公布日 2014.08.20 C N 1 0 3 9 9 5 9 1 8 A (21)申请号 201410154054.3 (22)申请日 2014.04.17 G06F 17/50(2006.01) (71)申请人中国航空工业集团公司沈阳飞机设 计研究所 地址 110035 辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街 40号 (72)发明人冯世宁 陈忠明 (74)专利代理机构北京慕达星云知识产权代 理事务所(特殊普通合伙) 11465 代理人高原 (54) 发明名称 一种机翼变形和振动对飞机传递对准影响的 分析方法 (57) 摘要 本专利属于飞机结。
2、构动力学领域，涉及一种 机翼变形和振动对飞机传递对准影响的分析方 法，其特征在于包括如下步骤：第一，建立全机结 构动力学模型；第二，建立全机非定常空气动力 模型；第三，建立外挂与惯导之间的传递关系；第 四，得到主、子惯导误差拟合经验公式。本专利的 优点是：通过建立的飞机结构动力学模型对空中 动平台主、子惯导之间所产生的速度误差和角速 度误差进行分析，再通过滤波消除误差，这样可以 很大程度上缩短导弹发射时主、子惯导传递对准 的时间。 (51)Int.Cl. 权利要求书2页 说明书4页 附图1页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书4页 附图1页 (1。
3、0)申请公布号 CN 103995918 A CN 103995918 A 1/2页 2 1.一种机翼变形和振动对飞机传递对准影响的分析方法，其特征在于，包括如下步 骤： 第一，建立全机结构动力学有限元模型 以空中动平台模型以全机静力学模型为基础，进行质量分布调整，等效得到的各节点 集中质量之和等于总质量m； 等效得到的各节点集中质量的质心与结构质心的坐标位置(x m ,y m ,z m )重合； 等效得到的各节点集中质量的惯矩和与结构的总惯矩相等； 进行动力学建模，根据计算要求优化修改而得到全机结构动力学模型； 第二，建立全机非定常空气动力模型 采用平板气动力模型，对于亚音速范围内的气动弹性。
4、分析，采用ZONA6非定常空气动 力模型；对于超音速范围内气动弹性分析，采用ZONA7非定常空气动力模型，这两种模型都 是基于各自的非定常三维线性化小扰动势方程，这两种非定常气动力模型都是频域气动力 模型，是折合频率k和马赫数M 的函数； 第三，建立外挂与惯导之间的传递关系 根据全机气动弹性方程，获得非定常状态下的气动载荷，将其施加于结构动力学模型 上，计算一个时间微段内外挂和惯导之间的频响函数和传递函数，对其进行降阶处理，获得 外挂与惯导之间的低阶位移传递关系，对于位移变化的结构重新计算气动力并再次计算 一个新的时间微段内外挂和惯导之间的频响函数和传递函数，针对不同外挂配置与飞行状 态，重复。
5、以上过程，建立外挂和惯导之间位移传递关系数据，系统的气动弹性方程表示为： 式中，M hh 、D hh 、K hh 分别为模态质量、模态阻尼和模态刚度矩阵，q(t)为模态位移，V表示 权 利 要 求 书CN 103995918 A 2/2页 3 来流速度，矩阵Q hh (k,M )为非定常空气动力矩阵，其中，M 是马赫数，k为折合频率，矩阵 Q hg (k,M )为突风气动力矩阵，w g (t)为突风速度； 第四，主、子惯导误差拟合经验公式 根据主惯导与子惯导的响应特点及误差传播特点，假设经验公式的形式为 f 1 (t)f 1 (t)sin(2f 2 (t) （9） 其中f 1 (t)为振幅干扰。
6、项，f 2 (t)为周期干扰项，根据误差传播振幅的特点，假设： 其中f 1 (t)为振幅干扰项，f 2 (t)为周期干扰项，根据误差传播振幅的特点，假设： 应用最小二乘法，使误差平方和最小 同理假设 由此，可以估计出f 1 (t)与f 2 (t)的相关参数。 权 利 要 求 书CN 103995918 A 1/4页 4 一种机翼变形和振动对飞机传递对准影响的分析方法 技术领域 0001 本专利属于飞机结构动力学领域，涉及一种机翼变形和振动对飞机传递对准影响 的分析方法。 背景技术 0002 空中平台携带的制导武器的惯性导航系统在开始工作前首先要进行初始对准，其 目的是使得惯性导航系统能够建立起。
7、合适的导航坐标系。初始对准的精度直接关系到武器 系统的作战性能，因此初始对准是惯导系统最重要的关键技术之一。为了消除主、子惯导 之间的误差，之前采用飞行实测的方法，这种方法是飞机在一定马赫数、高度和过载的状态 下，利用高速摄像机拍摄机翼变形的位移和振动情况，它的优点是可以获得同时考虑火控 系统机载设备、机翼变形、导弹在载机上安装等多种因素的误差，并且，精度较高。但是，这 种实测的方法耗时较长，耗资巨大，不可能每个型号都采用。所以，本专利采用大型有限元 程序，以静力学模型为基础，建立结构动力学模型以及非定常气动力模型，考虑机翼的弹性 变形和不确定性振动等误差，得到主、子惯导的响应关系，从而拟合出。
8、误差曲线，为缩短导 弹发射前传递对准的时间提供了前提。 发明内容 0003 通过建立的飞机结构动力学模型对空中动平台主、子惯导之间所产生的速度误差 和角速度误差进行分析，再通过滤波消除误差，这样可以很大程度上缩短导弹发射时主、子 惯导传递对准的时间，对战机提高作战能力具有重大意义。 0004 本发明的技术方案是：一种机翼变形和不确定性振动对飞机惯导系统传递对准影 响的分析方法。其特征在于，包括如下步骤： 0005 第一，建立全机结构动力学模型 0006 以空中动平台模型以全机静力学模型为基础，进行质量分布调整， 0007 等效得到的各节点集中质量之和等于总质量m； 0008 0009 等效得到。
9、的各节点集中质量的质心与结构质心的坐标位置(x m ,y m ,z m )重合； 0010 0011 0012 说 明 书CN 103995918 A 2/4页 5 0013 等效得到的各节点集中质量的惯矩和与结构的总惯矩相等； 0014 0015 0016 0017 进行动力学建模，根据计算要求优化修改而得到全机结构动力学模型。 0018 第二，建立全机非定常空气动力模型 0019 采用平板气动力模型。对于亚音速范围内的气动弹性分析，我们采用了ZONA6非 定常空气动力模型；对于超音速范围内气动弹性分析，采用ZONA7非定常空气动力模型。这 两种模型都是基于各自的非定常三维线性化小扰动势方程。
10、。这两种非定常气动力模型都是 频域气动力模型，是折合频率k和马赫数M 的函数。 0020 第三，建立外挂与惯导之间的传递关系 0021 根据全机气动弹性方程，可以获得非定常状态下的气动载荷，将其施加于结构动 力学模型上，可计算一个时间微段内外挂和惯导之间的频响函数和传递函数，对其进行降 阶处理，获得外挂与惯导之间的低阶位移传递关系。对于位移变化的结构重新计算气动力 并再次计算一个新的时间微段内外挂和惯导之间的频响函数和传递函数，针对不同外挂配 置与飞行状态，重复以上过程，建立外挂和惯导之间位移传递关系数据。系统的气动弹性方 程可表示为： 0022 0023 式中，M hh 、D hh 、K h。
11、h 分别为模态质量、模态阻尼和模态刚度矩阵，q(t)为模态位移。V 表示来流速度。矩阵Q hh (k,M )为非定常空气动力矩阵，其中，M 是马赫数，k为折合频率。 矩阵Q hg (k,M )为突风气动力矩阵，w g (t)为突风速度。 0024 第四，主、子惯导误差拟合经验公式 0025 根据主惯导与子惯导的响应特点，从中可以寻求一个经验公式，尽可能的表现出 主惯导与子惯导之间误差传播特点。根据误差传播的特点，假设经验公式的形式为 0026 f 1 (t)f 1 (t)sin(2f 2 (t) （9） 0027 其中f 1 (t)为振幅干扰项，f 2 (t)为周期干扰项，根据误差传播振幅的特。
12、点，假设： 0028 0029 其中f 1 (t)为振幅干扰项，f 2 (t)为周期干扰项，根据误差传播振幅的特点，假设： 0030 0031 应用最小二乘法，使误差平方和最小 说 明 书CN 103995918 A 3/4页 6 0032 0033 同理假设 0034 0035 由此，可以估计出f 1 (t)与f 2 (t)的相关参数。 0036 本发明的优点是：通过建立的飞机结构动力学模型对空中动平台主、子惯导之间 所产生的速度误差和角速度误差进行分析，掌握空中平台的典型动态特性，揭示动态干扰 对传递对准精度和时间的作用规律，为传递对准理论研究和工程实现提供干扰特性分析及 其作用机理。从而。
13、缩短导弹发射时主、子惯导传递对准的时间，对战机提高作战能力具有重 大意义。 附图说明 0037 图1是典型的主、子惯导之间的响应示意图 0038 图2是误差和拟合曲线示意图 具体实施方式 0039 下面通过具体的实施对本专利作进一步详细的描述。 0040 第一，建立全机结构动力学模型 0041 空中动平台模型以某机型全机静力学模型为基础， 0042 进行质量分布调整，得到全机结构动力学计算模型。 0043 理论计算得出的全机质量为498.435kg；重心位置为X=3.7762m，Y=-0.1m，Z=0。经 检验，全机模态计算模型质量为497.55kg；重心位置为X=3.77662m，Y=-0.。
14、1m，Z=1.0E-4m。 0044 第二，全机非定常空气动力模型 0045 非定常空气动力模型，共划分为30个空气动力单元。其中，机身14个单元，机翼 8个单元，翼尖外挂4个单元，尾翼4个单元。 0046 第三，外挂与惯导之间的传递关系 0047 根据全机气动弹性方程，以H5km，M 0.8，平飞的飞行状态，并采用sin突风 模型，其表达式为 0048 0049 得到典型的主、子惯导之间的响应，如图1所示。 0050 第四，主、子惯导误差拟合经验公式 0051 按照式（11）的形式，为了确定f 1 (t)的系数，取误差曲线波峰的相关信息s 1 (t)如 说 明 书CN 103995918 A。
15、 4/4页 7 表1所示， 0052 表1误差曲线波峰 0053 0054 按照式（13）的形式，为了确定f 2 (t)的系数，取误差曲线周期的相关信息s 2 (t)如 表2所示， 0055 表2误差曲线周期 0056 0057 由此，可以估计出f 1 (t)与f 2 (t)的相关参数如表3所示。 0058 表3振幅误差公式参数 0059 0060 这样就得到了拟合曲线如图2所示。 0061 从而得到了空中动平台动态干扰对传递对准精度和时间的作用规律，为缩短消除 主、子惯导传递对准误差的时间提供了帮助。 说 明 书CN 103995918 A 1/1页 8 图1 图2 说 明 书 附 图CN 103995918 A 。