CN102390524B - 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法 - Google Patents

一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102390524B
CN102390524B CN 201110321592 CN201110321592A CN102390524B CN 102390524 B CN102390524 B CN 102390524B CN 201110321592 CN201110321592 CN 201110321592 CN 201110321592 A CN201110321592 A CN 201110321592A CN 102390524 B CN102390524 B CN 102390524B
Authority
CN
China
Prior art keywords
controlsurface
control
aircraft
delta
priority
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN 201110321592
Other languages
English (en)
Other versions
CN102390524A (zh
Inventor
刘艳
高正红
颜世伟
豆国辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN 201110321592 priority Critical patent/CN102390524B/zh
Publication of CN102390524A publication Critical patent/CN102390524A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102390524B publication Critical patent/CN102390524B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，采用Jδi＝Rmδi((L/D)δi-(L/D)0)确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级，为第i个操纵面的俯仰操纵效能，ΔCmδ0为基准操纵面的俯仰操纵效能，基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵面；
Figure DSA00000595911900012
Figure DSA00000595911900013
CL0和CD0分别为飞机无操纵面偏转时的升力系数和阻力系数，ΔCLδi和ΔCDδi分别为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数和附加阻力系数。本方法体现出了在超视距空战阶段，飞机对巡航能力要求，并能够结合要求确定出飞机各操纵面的使用优先级，使得在存在多种操纵方式的情况下，可以选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞机超视距阶段飞行性能。

Description

一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法
技术领域
本发明涉及飞行控制领域，具体为一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法。
背景技术
传统布局飞机的三种操纵面，包括升降舵、副翼及方向舵，分别对应俯仰、滚转与偏航三个方向的姿态控制，操纵面的个数与操纵期望参数个数相等，操纵方式唯一。而现代新型飞机为了满足期望的性能要求，普遍引入了一些新的操纵面。例如，为了获得大迎角机动性引入了近耦合鸭翼；为获得过失速机动性与操纵性，引入了推力矢量；为改善起飞着陆性能引入了增升装置；为改善隐身性能对尾翼进行了修改，甚至取消尾翼；为了增强高隐身无尾布局飞机的操纵性与稳定性，引入了全动翼尖(AllMoving Tips)、嵌入面(Spoiler Slot Deflectors)、前缘被动孔隙(Leading EdgePassive Porosity)及阻力方向舵(Split Drag Rudder)等新型操纵面等等。多操纵面的引入给飞机带来期望性能的同时，也给飞行控制设计带来了难题：操纵面的个数大于被控量，存在无穷多种操纵方式，必须采用控制分配来解决操纵冗余的问题。
早期的控制分配方法是通过指定操纵面组合来实现，即根据经验，指定确定的操纵面实现操纵要求。而目前国内外研究人员对控制分配方法的研究主要集中在控制分配算法上，指标方面主要考虑的是控制性能和少量飞行性能，并没有根据不同飞行任务的特点考虑相应的性能指标，所以现有研究的控制分配方法尚处于尝试将一种控制分配算法应用于飞机的阶段。
而实际上，对于多操纵面控制分配问题，除了要研究控制分配算法外，确定各操纵面的使用优先级也是亟待研究的内容。多操纵面飞机能够采用多种操纵方式都达到操纵要求，但不同操纵方式产生的代价也是不同的，这主要是因为，首先操纵面偏转除了能产生操纵力矩，还会对飞机的升阻特性产生影响，从而影响飞机的飞行性能，如果选用了过于影响飞机升阻特性的操纵方式，就会影响飞机的飞行性能；其次，操纵面舵机的偏角、偏转速率都是有限的，因此操纵面所产生的操纵力矩是有限的，达到期望的操纵力矩也需要一定的时间，如果过多选用舵机偏转速率较低的操纵面，虽然最终仍能达到期望的操纵力矩，但会使飞机的操纵响应较慢，从而影响飞机飞行品质和敏捷性的发挥。此外，从提高可靠性和降低控制分配复杂程度的角度而言，参与控制的操纵面应当在满足操纵要求的前提下尽可能少。所以，需要根据不同飞行阶段对飞机飞行性能的需求，确定各操纵面的优先级，从而能够在存在多种操纵方式的情况下，选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞行性能。
发明内容
要解决的技术问题
为解决现有技术存在的问题，本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，根据超视距阶段对飞机飞行性能的需求，确定各操纵面的使用优先级。
技术方案
超视距(Beyond Visual Range)空战飞行阶段是现代战斗机空战的重要阶段。一般认为，空战距离达到8千米以上就称为超视距空战阶段，在这一阶段中，对飞机的巡航能力要求较高，所以应当使用对升阻特性有利的操纵面。
本发明的技术方案为：
所述一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，其特征在于：采用Jδi＝Rmδi((L/D)δi-(L/D)0)确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级，Jδi表示第i个操纵面的使用优先级，
Figure BSA00000595912200021
ΔCmδi为第i个操纵面的俯仰操纵效能，ΔCmδ0为基准操纵面的俯仰操纵效能，基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵面；
Figure BSA00000595912200022
Figure BSA00000595912200023
CL0为飞机无操纵面偏转时的升力系数，CD0为飞机无操纵面偏转时的阻力系数，ΔCLδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数，ΔCDδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数。
有益效果
本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距空战阶段各操纵面使用优先级的方法，该方法体现出了在超视距空战阶段，飞机对巡航能力要求，并能够结合要求确定出飞机各操纵面的使用优先级，使得在存在多种操纵方式的情况下，可以选择使用优先级高的操纵面，降低操纵过程中的不利代价，提高飞机超视距阶段飞行性能。
附图说明
图1：实施例中采用的算例飞机示意图；
其中：1、右侧近耦合鸭翼；2、左侧近耦合鸭翼；3、右侧外升降副翼；4、左侧外升降副翼；5、右侧内升降副翼；6、左侧内升降副翼。
具体实施方式
下面结合具体实施例描述本发明：
实施例：
参照附图1，本实施例中采用本发明的方法确定某型多操纵面飞机在超视距空战阶段各操纵面的使用优先级。实施例中多操纵面飞机在超视距空战阶段适合使用的操纵面有：右侧近耦合鸭翼1，左侧近耦合鸭翼2，右侧外升降副翼3，左侧外升降副翼4，右侧内升降副翼5，左侧内升降副翼6和方向舵，其中由于方向舵是唯一的航向操纵面，不需要通过控制分配过程确定其偏角，所以本实施例中需要确定使用优先级的操纵面就是右侧近耦合鸭翼1，左侧近耦合鸭翼2，右侧外升降副翼3，左侧外升降副翼4，右侧内升降副翼5和左侧内升降副翼6，并且右侧近耦合鸭翼1与左侧近耦合鸭翼2同步偏转，偏角记为δc；右侧外升降副翼3与左侧外升降副翼4同步偏转，偏角记为δeo；右侧内升降副翼5和左侧内升降副翼6同步偏转，偏角记为δei。
本实施例中，可使用的操纵面偏角范围和偏转速率如表1所示：
表1
  操纵面   最小偏角   最大偏角   偏转角速度
  鸭翼   -55°   25°   ±50°/s
  内升降副翼   -25°   25°   ±50°/s
  外升降副翼   -25°   25°   ±50°/s
本实施例中，基准操纵面选择为内升降副翼，偏角为δei，飞机飞行高度为11Km，马赫数范围为0.7～1.6。
表2给出了不同马赫数下，由风洞试验得到的飞机无操纵面偏转时的升阻比(L/D)0，其中CL0为对应相同马赫数飞行状态下，飞机无操纵面偏转时的升力系数，CD0为对应相同马赫数飞行状态下，飞机无操纵面偏转时的阻力系数：
表2
  马赫数   CL0   CD0   (L/D)0
  0.7   0.2558   0.0238   10.76
  0.8   0.1958   0.0179   10.95
  0.9   0.1547   0.0158   9.78
  1.0   0.1253   0.0257   4.87
  1.1   0.1036   0.0285   3.63
  1.2   0.087   0.0286   3.05
  1.3   0.0742   0.0286   2.60
  1.4   0.0639   0.0287   2.23
  1.5   0.0557   0.0288   1.93
  1.6   0.049   0.0289   1.69
表3给出了不同马赫数下，由风洞试验得到的三种操纵面偏转单位角度后飞机的升阻比(L/D)δi，其中
Figure BSA00000595912200042
ΔCLδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数，ΔCDδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数：
表3
Figure BSA00000595912200043
本实施例中选用的基准操纵面为内升降副翼，表4中给出了不同马赫数下，由风洞试验得到的基准操纵面俯仰操纵效能ΔCmδ0，即ΔCmδei，以及外升降副翼、鸭翼的俯仰操纵效能ΔCmδeo、ΔCmδc，所谓操纵面的俯仰操纵效能即操纵面偏转单位角度后产生的附加俯仰力矩系数。以及
Figure BSA00000595912200051
表4
  马赫数   ΔCmδei   ΔCmδeo   ΔCmδc   Rmδeo   Rmδc
  0.7   -0.0061   -0.0038   0.0036   0.6229   0.5902
  0.8   -0.0065   -0.0041   0.0036   0.6308   0.5538
  0.9   -0.0079   -0.0046   0.0036   0.5823   0.4557
  1.0   -0.0075   -0.0041   0.0039   0.5467   0.520
  1.1   -0.0059   -0.0030   0.0042   0.5085   0.7119
  1.2   -0.0058   -0.0027   0.0040   0.4655   0.6897
  1.3   -0.0056   -0.0025   0.0037   0.4464   0.6607
  1.4   -0.0054   -0.0024   0.0036   0.4444   0.6667
  1.5   -0.0047   -0.0020   0.0033   0.4255   0.7021
  1.6   -0.0037   -0.0015   0.0033   0.4054   0.8919
根据公式Jδi＝Rmδi((L/D)δi-(L/D)0)，可以得到不同马赫数下，三个操纵面的使用优先级Jσi，如表5所示：
表5
可以看出，在超视距空战阶段，同一马赫数下，内升降副翼的优先级最高，外升降副翼次之，鸭翼最低。因此，在操纵效能允许的前提下，可以只选取内升降副翼作为操纵面。
飞行仿真实验表明，按照本实施例中得出的操纵面优先级顺序，选择使用优先级高的操纵面作为操纵方式，能够降低操纵过程中的不利代价，提高飞机超视距空战阶段的飞行性能。

Claims (1)

1.一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法，其特征在于：采用Jδi＝Rmδi((L/D)δi-(L/D)0)确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级，Jδi表示第i个操纵面的使用优先级，ΔCmδi为第i个操纵面的俯仰操纵效能，ΔCmδ0为基准操纵面的俯仰操纵效能，基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵面；
Figure FSA00000595912100012
Figure FSA00000595912100013
CL0为飞机无操纵面偏转时的升力系数，CD0为飞机无操纵面偏转时的阻力系数，ΔCLδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数，ΔCDδi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数。
CN 201110321592 2011-10-20 2011-10-20 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法 Expired - Fee Related CN102390524B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN 201110321592 CN102390524B (zh) 2011-10-20 2011-10-20 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN 201110321592 CN102390524B (zh) 2011-10-20 2011-10-20 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102390524A CN102390524A (zh) 2012-03-28
CN102390524B true CN102390524B (zh) 2013-08-28

Family

ID=45857949

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN 201110321592 Expired - Fee Related CN102390524B (zh) 2011-10-20 2011-10-20 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102390524B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9821903B2 (en) * 2014-07-14 2017-11-21 The Boeing Company Closed loop control of aircraft control surfaces
CN111874212B (zh) * 2020-08-06 2023-03-10 西北工业大学 一种实用过失速v尾倾转角自适应控制方法
CN114771807A (zh) * 2021-12-31 2022-07-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机多操纵面协调控制管理系统
CN115892502A (zh) * 2023-01-06 2023-04-04 西北工业大学 一种尾座式垂直起降无人机设计方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0257123B1 (en) * 1986-08-22 1991-01-02 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
CN101001781A (zh) * 2004-07-16 2007-07-18 空中客车法国公司 在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进航空器的可操纵性的方法和装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8033509B2 (en) * 2007-02-27 2011-10-11 Honeywell International Inc. Load optimized redundant flight control surface actuation system and method

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0257123B1 (en) * 1986-08-22 1991-01-02 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
CN101001781A (zh) * 2004-07-16 2007-07-18 空中客车法国公司 在着陆前的进场阶段及随后的拉平阶段期间改进航空器的可操纵性的方法和装置

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘艳等.基于飞行性能最优的多操纵面飞机配平研究.《飞行力学》.2009,第27卷(第5期),第17-20页.
刘艳等.基于飞行性能的舵操纵面飞机控制分配方法.《飞行力学》.2010,第28卷(第3期),第5-8页.
基于飞行性能最优的多操纵面飞机配平研究;刘艳等;《飞行力学》;20091031;第27卷(第5期);第17-20页 *
基于飞行性能的舵操纵面飞机控制分配方法;刘艳等;《飞行力学》;20100630;第28卷(第3期);第5-8页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN102390524A (zh) 2012-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103209892B (zh) 具有集成的空气动力构型的飞行器
CN102390524B (zh) 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法
CN104477376B (zh) 一种高超声速飞行器气动舵/反作用控制系统复合气动控制方法
CN108622369B (zh) 变体飞行器机翼结构
CN107757871A (zh) 一种轻小型固定翼无人机用翼型
CN103171766A (zh) 短距起降无人飞翼
CN112960101A (zh) 一种极简超声速飞翼布局飞行器
CN102826216A (zh) 一种飞行器气动布局
WO2015053838A1 (en) Tailplane with positive camber
CN112199853A (zh) 一种具有舵机鼓包的有翼导弹及其鼓包优化设计方法
CN110775296A (zh) 一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法
CN112433534A (zh) 一种飞翼无人机半滚倒转机动飞行控制方法
CN113562162B (zh) 一种改善飞机大迎角俯仰特性的机翼后缘襟副翼使用方法
CN102393749B (zh) 一种确定多操纵面飞机起飞着陆阶段各操纵面使用优先级的方法
CN102431652B (zh) 一种确定多操纵面飞机近距阶段各操纵面使用优先级的方法
CN112541305B (zh) 一种基于全局变量求导的飞机气动力特性分析方法
CN103171758A (zh) 一种飞翼型飞机的增升方法
CN216468522U (zh) 菱形固定翼可垂直起降无人机
CN207482179U (zh) 一种轻小型固定翼无人机用翼型
CN112486203B (zh) 一种飞翼无人机赫伯斯特机动飞行控制方法
CN109878703B (zh) 旋转机翼飞机多模式转换的控制分配方法
CN108820186B (zh) 基于流场控制的无人机控制装置及无人机
CN106741947A (zh) 一种飞翼式飞机的连飞翼布局结构
CN202783771U (zh) 一种飞行器气动布局
CN104808681A (zh) 一种确定与控制策略匹配的无动力下滑轨迹角的方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20130828

Termination date: 20151020

EXPY Termination of patent right or utility model