CN103587680B - 一种飞行器侧滑转弯控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器侧滑转弯控制方法，本发明针对操纵耦合或侧滑角对俯仰的气动耦合严重的飞行器，首先在给定飞行状态下考虑三通道操纵耦合和气动舵对俯仰的气动耦合来计算气动耦合操稳比，然后根据气动舵可用舵偏大小和气动耦合操稳比设计出优化的侧滑角指令容许范围，最后在优化的侧滑指令容许范围下生成侧滑转弯机动控制指令，与传统方法相比，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令风险更小，在传统方法得到的侧滑角指令容许范围比本方法偏小的情况下，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令能更充分利用飞行器的控制能力，因此与传统方法相比，本方法提高了飞行器侧滑转弯控制的精度和安全性。

Description

一种飞行器侧滑转弯控制方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器侧滑转弯控制方法，尤其涉及一种三通道操纵耦合和侧滑角对俯仰通道气动耦合条件下的飞行器侧滑转弯控制方法，属于飞行器制导控制技术领域。

背景技术

大气层内飞行器依靠气动力进行转弯机动的基本方法有两种：一种是倾斜转弯，另一种是侧滑转弯。倾斜转弯是通过转动弹体(或机体)依靠升力分量进行转弯，其侧滑角指令为零；而侧滑转弯则是通过产生一定的侧滑角依靠侧力进行转弯，其侧滑角指令不为零。进行侧滑转弯时，侧滑角指令可以达到多大与飞行器气动舵的控制能力直接相关，而气动舵控制能力则体现为可用舵偏大小。在气动舵可用舵偏大小确定的情况下，侧滑转弯控制中侧滑角指令大小允许达到的上限可用利用操稳比来估算。然而直到目前为止，操稳比的计算方法均没有考虑操纵耦合以及侧滑角对俯仰通道的气动耦合的影响，基于没考虑耦合的操稳比得到的侧滑角指令不能准确约束侧滑转弯控制。对于现代的许多高性能飞行器，尤其是高超声速飞行器，其操纵耦合非常明显，某些飞行状态下侧滑角对俯仰通道的气动耦合也很明显，二者均不可忽略。对于这些飞行器，仍然按照传统方法不考虑操纵耦合和侧滑角对俯仰的影响而计算得到的操稳比与实际情况相去甚远，基于这样的操稳比所估算的侧滑角指令范围约束严重失真，因而大大增加了侧滑转弯飞行隐患或降低了飞行器设计效率。因此，如何充分考虑操纵耦合和侧滑角对俯仰通道的影响来优化侧滑转弯机动中侧滑角指令的容许范围，进一步改善侧滑转弯控制，成为当前先进大气层内飞行器——尤其是高超声速飞行器制导控制中的一个重要问题。

目前工程上，侧滑转弯机动控制中侧滑角指令的容许范围均是使用不考虑耦合的操稳比、在不考虑操纵耦合以及侧滑角对俯仰的气动耦合的情况下估计的，对于操纵耦合或侧滑角对俯仰的气动耦合严重的飞行器而言其结果严重偏离实际。相应的，采用不考虑耦合计算得到的侧滑角指令来约束侧滑转弯控制也偏离实际，相应设计的侧滑转弯控制指令容易出现要么风险过大要么过于保守的情况。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有方法的不足，提供一种飞行器侧滑转弯控制方法，该方法考虑三通道操纵耦合和侧滑角对俯仰通道的气动耦合，优化了侧滑角指令容许范围、进而生成更合理的侧滑转弯机动控制指令，提高了飞行器侧滑转弯控制的精度和安全性。

本发明的技术解决方案是：一种飞行器侧滑转弯控制方法，步骤如下：

(1)根据飞行器滚动、偏航和俯仰气动力矩系数计算出这三个气动力矩系数相对侧滑角、升降舵、副翼和方向舵的气动导数，

其中：

——滚转力矩系数对侧滑角的导数；

——偏航力矩系数对侧滑角的导数；

——俯仰力矩系数对侧滑角的导数；

——滚转力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对方向舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对方向舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对方向舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对升降舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对升降舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数；

(2)利用步骤(1)计算出的气动导数生成矩阵A和向量b；

$A=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\end{array}\right],b=\left[\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}\\ C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}\\ C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\β}}\end{array}\right]$

(3)在给定飞行状态下计算气动舵的气动耦合操稳比，气动舵指副翼、升降舵和方向舵，计算方法为：

(a)建立力矩平衡方程A[δ_a,δ_r,δ_e]^T+bβ＝0；

其中：

β——侧滑角；

δ_a——副翼舵偏角；

δ_r——方向舵舵偏角；

δ_e——升降舵舵偏角；

(b)根据力矩平衡条件计算得到：

$k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_a}={\mathrm{\δ}}_a/\mathrm{\β},k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_r}={\mathrm{\δ}}_r/\mathrm{\β},k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_e}={\mathrm{\δ}}_e/\mathrm{\β};$

分别副翼舵偏角、方向舵舵偏角、升降舵舵偏角对侧滑角的操稳比；

(4)根据气动舵可用舵偏范围和步骤(3)计算出的气动耦合操稳比设计出侧滑角指令容许范围；

(5)在侧滑角指令容许范围内生成侧滑转弯机动控制指令；

(6)利用步骤(5)生成的侧滑转弯机动控制指令对飞行器侧滑转弯进行控制。

所述步骤(1)中三个气动力矩系数相对侧滑角、升降舵、副翼和方向舵的气动导数的计算公式为：

$C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\text{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\text{my}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\text{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

$C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

$C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

其中β₀、δ_a0、δ_r0和δ_e0分别为标称侧滑角、副翼配平舵偏角、方向舵配平舵偏角和升降舵配平舵偏角；Δβ、Δδ_a、Δδ_r、Δδ_e均为差分计算步长。

所述步骤(4)的设计方法为：

(1)记副翼、方向舵和升降舵允许舵偏的范围分别为：

$\left|{\mathrm{\δ}}_a\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a,\left|{\mathrm{\δ}}_r\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r,\left|{\mathrm{\δ}}_e\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e$

分别为副翼、方向舵和升降舵的舵偏允许范围；

(2)根据气动舵可用舵偏范围和气动耦合操稳比得到副翼、方向舵和升降舵平衡的最大侧滑角

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_a}\right|$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\right|$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\right|)$

中的最小值集合为 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}=\min \{{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3\}$

(3)在气动舵控制范围内，侧滑转弯机动中侧滑角指令的容许范围为：

$\left|\mathrm{\β}\right|\≤\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}/\mathrm{\ρ}$

其中ρ为预先给定的安全系数，ρ≥1。

本发明与现有技术相比具有的有益效果是：本发明针对操纵耦合或侧滑角对俯仰的气动耦合严重的飞行器，首先在给定飞行状态下考虑三通道操纵耦合和气动舵对俯仰的气动耦合来计算气动耦合操稳比，然后根据气动舵可用舵偏大小和气动耦合操稳比设计出优化的侧滑角指令容许范围，最后在优化的侧滑指令容许范围下生成侧滑转弯机动控制指令，与传统方法相比，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令风险更小，在传统方法得到的侧滑角指令容许范围比本方法偏小的情况下，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令能更充分利用飞行器的控制能力，因此与传统方法相比，本方法提高了飞行器侧滑转弯控制的精度和安全性。

附图说明

图1为本发明的控制流程图；

图2为底部FLAP和侧向FLAP示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的说明：

本发明的实现原理是：首先在给定飞行状态下考虑俯仰、滚动、偏航三通道操纵耦合和气动舵对俯仰通道的气动耦合来计算气动耦合操稳比，然后根据气动舵可用舵偏大小和气动耦合操稳比设计优化的侧滑角指令容许范围，最后在优化的侧滑指令容许范围下生成侧滑转弯机动控制指令，具体的实现步骤如图1所示：

(1)根据飞行器滚转气动力矩系数C_mx、偏航气动力矩系数C_my、俯仰气动力矩系数C_mz计算出这三个气动力矩系数相对侧滑角、升降舵、副翼和方向舵的气动导数，

其中：

——滚转力矩系数对侧滑角的导数；

——偏航力矩系数对侧滑角的导数；

——俯仰力矩系数对侧滑角的导数；

——滚转力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对方向舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对方向舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对方向舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对升降舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对升降舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数；

上述各气动导数可由相应气动力矩系数差分计算，具体计算公式如下：

$C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ\β})-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ\β}}$

$C_{\text{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\text{my}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\text{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{a0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_a}$

$C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{r0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_r}$

$C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{mx}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{mx}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

$C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{my}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{my}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

$C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{\mathrm{mz}}({\mathrm{\δ}}_{e0}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e)-C_{\mathrm{mz}}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_e}$

其中β₀、δ_a0、δ_r0和δ_e0分别为标称侧滑角、副翼配平舵偏角、方向舵配平舵偏角和升降舵配平舵偏角，均为设计输入条件；Δβ、Δδ_a、Δδ_r、Δδ_e为差分计算步长。

除上述介绍的气动导数计算方式外，气动导数的计算方式也可采用其它方法。若气动专业提供上述各气动导数的值，则可直接采用气动专业的计算结果。

本发明中所提到的“升降舵”、“副翼”、“方向舵”是统称，其内涵分别是指俯仰、滚转、偏航通道的气动操纵方式，其外延包含但不限于传统的升降舵、副翼、方向舵，升降副翼同向偏转操纵俯仰的方式、升降副翼差动偏转操纵滚转的方式、V尾偏航操纵方式，以及如图2所示的底部FLAP同向偏转操纵俯仰的方式、底部FLAP差动偏转操纵滚转的方式、侧向FLAP偏航操纵方式。

(2)利用步骤(1)计算出的气动导数生成矩阵A和向量b；

$A=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{mx}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{\mathrm{mz}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\end{array}\right],b=\left[\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}\\ C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}\\ C_{\mathrm{mz}}^{\mathrm{\β}}\end{array}\right]$

(3)在给定飞行状态下计算气动舵的气动耦合操稳比，计算方法为：

(a)已知力矩平衡条件A[δ_a,δ_r,δ_e]^T+bβ＝0；

其中：

β——侧滑角；

δ_a——副翼舵偏角；

δ_r——方向舵舵偏角；

δ_e——升降舵舵偏角；

(b)根据力矩平衡条件计算得到：

$k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_a}={\mathrm{\δ}}_a/\mathrm{\β},k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_r}={\mathrm{\δ}}_r/\mathrm{\β},k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_e}={\mathrm{\δ}}_e/\mathrm{\β};$

分别表示平衡1度侧滑角产生的气动力矩需要的副翼、方向舵、升降舵偏角，也就是副翼舵偏角、方向舵舵偏角、升降舵舵偏角对侧滑角的操稳比；

(4)根据气动舵可用舵偏范围和步骤(3)计算出的气动耦合操稳比设计出侧滑角指令容许范围；

利用考虑耦合计算得到的气动耦合操稳比，按各舵偏最大允许范围分别计算出各舵能平衡的最大侧滑角大小。不失一般性，记副翼、方向舵、升降舵允许舵偏范围分别为：

$\left|{\mathrm{\β}}_a\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a,\left|{\mathrm{\δ}}_r\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r,\left|{\mathrm{\δ}}_e\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e$

则在考虑操纵耦合和侧滑角对俯仰的气动耦合影响的情况下，副翼、方向舵、升降舵能平衡的最大侧滑角分别为：

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_a}\right|---\left(2\right)$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_r}\right|---\left(3\right)$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e/\left|k_{\mathrm{\β}}^{{\mathrm{\δ}}_e}\right|---\left(4\right)$

中的最小值 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}=\min \{{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3\}---\left(5\right)$

即反映了副翼、方向舵、升降舵舵偏同时满足约束情况下容许的侧滑角指令范围。最终，在气动舵控制能力范围内，侧滑转弯机动中侧滑角指令的容许范围为： $\left|\mathrm{\β}\right|\≤\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}/\mathrm{\ρ}---\left(6\right)$

其中ρ≥1为预先给定的安全系数，为输入条件。

(5)在侧滑角指令容许范围内生成侧滑转弯机动控制指令；

(6)利用步骤(5)生成的侧滑转弯机动控制指令对飞行器侧滑转弯进行控制。

在操纵耦合或侧滑角对俯仰的气动耦合明显的情况下，与传统方法相比，本发明的方法所确定的侧滑角指令容许范围比现有方法给出的范围更准确、更优化，因而生成的侧滑转弯机动控制指令更合理，同时兼顾了降低控制风险和充分利用飞行器控制能力。

下面对本发明的实现原理做进一步详细地解释：由于步骤(2)生成的矩阵A中含有三通道操纵耦合项生成的向量b中含有侧滑角对俯仰通道的气动耦合项因此在第三步中计算的操稳比是充分考虑了操纵耦合和侧滑角对俯仰通道的气动耦合影响的操稳比，故在操纵耦合或侧滑角对俯仰通道的耦合影响明显的情况下，由于充分考虑了耦合的影响，因此计算出的耦合操稳比比现有的不考虑耦合的操稳比更准确。进而利用考虑耦合的操稳比按照式(2)～(6)确定的侧滑角指令容许范围比现有方法利用不考虑耦合的操稳比所给出的容许范围更准确、更优化。因此，在传统方法不考虑耦合得到的侧滑角指令容许范围比本方法得到的范围偏大的情况下，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令风险更小，在传统方法得到的侧滑角指令容许范围比本方法偏小的情况下，本方法获得的侧滑转弯机动控制指令能更充分利用飞行器的控制能力。故与传统方法相比，本方法更好的兼顾了降低控制风险和充分利用飞行器控制能力。在不考虑操纵耦合和侧滑角对俯仰的气动耦合的情况下， $k_{{\mathrm{\δ}}_a}^{\mathrm{\β}}=-C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\β}}/C_{\mathrm{mx}}^{\mathrm{\δ}},k_{{\mathrm{\δ}}_r}^{\mathrm{\β}}=-C_{\mathrm{my}}^{\mathrm{\β}}/C_{\mathrm{my}}^{{\mathrm{\δ}}_r},k_{{\mathrm{\δ}}_e}^{\mathrm{\β}}=0,$ 与现有方法结果一致。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种飞行器侧滑转弯控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据飞行器滚转气动力矩系数C_mx、偏航气动力矩系数C_my和俯仰气动力矩系数C_mz计算出这三个气动力矩系数相对侧滑角、升降舵、副翼和方向舵的气动导数，

其中：

——滚转力矩系数对侧滑角的导数；

——偏航力矩系数对侧滑角的导数；

——俯仰力矩系数对侧滑角的导数；

——滚转力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对副翼舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对方向舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对方向舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对方向舵偏角的导数；

——滚转力矩系数对升降舵偏角的导数；

——偏航力矩系数对升降舵偏角的导数；

——俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数；

(2)利用步骤(1)计算出的气动导数生成矩阵A和向量b；

$A=\left[\begin{array}{ccc}{C}_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_e}\\ C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_a}& C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_r}& C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_e}\end{array}\right],b=\left[\begin{array}{c}{C}_{mx}^{\mathrm{\β}}\\ C_{my}^{\mathrm{\β}}\\ C_{mz}^{\mathrm{\β}}\end{array}\right]$

(3)在给定飞行状态下计算气动舵的气动耦合操稳比，气动舵指副翼、升降舵和方向舵，计算方法为：

(a)建立力矩平衡方程A[δ_a,δ_r,δ_e]^T+bβ＝0；

其中：β——侧滑角；

δ_a——副翼舵偏角；

δ_r——方向舵舵偏角；

δ_e——升降舵舵偏角；

(b)根据力矩平衡条件计算得到：

$k_{{\mathrm{\δ}}_a}^{\mathrm{\β}}={\mathrm{\δ}}_a/\mathrm{\β},k_{{\mathrm{\δ}}_r}^{\mathrm{\β}}={\mathrm{\δ}}_r/\mathrm{\β},k_{{\mathrm{\δ}}_e}^{\mathrm{\β}}={\mathrm{\δ}}_e/\mathrm{\β};$

分别为副翼舵偏角、方向舵舵偏角、升降舵舵偏角对侧滑角的气动耦合操稳比；

(4)根据气动舵可用舵偏范围和步骤(3)计算出的气动耦合操稳比设计出侧滑角指令容许范围；

(5)在侧滑角指令容许范围内生成侧滑转弯机动控制指令；

(6)利用步骤(5)生成的侧滑转弯机动控制指令对飞行器侧滑转弯进行控制。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器侧滑转弯控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中三个气动力矩系数相对侧滑角、升降舵、副翼和方向舵的气动导数的计算公式为：

$C_{mx}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{mx}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ}\mathrm{\β})-C_{mx}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ}\mathrm{\β}}$

$C_{my}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{my}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ}\mathrm{\β})-C_{my}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ}\mathrm{\β}}$

$C_{mz}^{\mathrm{\β}}=\frac{C_{mz}({\mathrm{\β}}_0+\mathrm{\Δ}\mathrm{\β})-C_{mz}\left({\mathrm{\β}}_0\right)}{\mathrm{\Δ}\mathrm{\β}}$

$C_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{mx}({\mathrm{\δ}}_{a0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_a)-C_{mx}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_a}$

$C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{my}({\mathrm{\δ}}_{a0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_a)-C_{my}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_a}$

$C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_a}=\frac{C_{mz}({\mathrm{\δ}}_{a0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_a)-C_{mz}\left({\mathrm{\δ}}_{a0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_a}$

$C_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{mx}({\mathrm{\δ}}_{r0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_r)-C_{mx}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_r}$

$C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{my}({\mathrm{\δ}}_{r0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_r)-C_{my}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_r}$

$C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_r}=\frac{C_{mz}({\mathrm{\δ}}_{r0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_r)-C_{mz}\left({\mathrm{\δ}}_{r0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_r}$

$C_{mx}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{mx}({\mathrm{\δ}}_{e0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_e)-C_{mx}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_e}$

$C_{my}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{my}({\mathrm{\δ}}_{e0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_e)-C_{my}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_e}$

$C_{mz}^{{\mathrm{\δ}}_e}=\frac{C_{mz}({\mathrm{\δ}}_{e0}+{\mathrm{\Δ\δ}}_e)-C_{mz}\left({\mathrm{\δ}}_{e0}\right)}{{\mathrm{\Δ\δ}}_e}$

其中β₀、δ_a0、δ_r0和δ_e0分别为标称侧滑角、副翼配平舵偏角、方向舵配平舵偏角和升降舵配平舵偏角；Δβ、Δδ_a、Δδ_r、Δδ_e均为差分计算步长。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器侧滑转弯控制方法，其特征在于：所述步骤(4)的设计方法为：

(1)记副翼、方向舵和升降舵可用舵偏范围分别为：

$\left|{\mathrm{\δ}}_a\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a,\left|{\mathrm{\δ}}_r\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r,\left|{\mathrm{\δ}}_e\right|\≤{\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e,$

分别为副翼、方向舵和升降舵的可用舵偏范围；

(2)根据气动舵可用舵偏范围和气动耦合操稳比得到副翼、方向舵和升降舵平衡的最大侧滑角

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_a/\left|k_{{\mathrm{\δ}}_a}^{\mathrm{\β}}\right|$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_r/\left|k_{{\mathrm{\δ}}_r}^{\mathrm{\β}}\right|$

${\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3={\stackrel{\‾}{\mathrm{\δ}}}_e/\left|k_{{\mathrm{\δ}}_e}^{\mathrm{\β}}\right|)$

中的最小值集合为 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}=\min \{{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_1,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_2,{\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}}_3\}$

(3)在气动舵控制范围内，侧滑转弯机动中侧滑角指令的容许范围为：

$\left|\mathrm{\β}\right|\≤\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}/\mathrm{\ρ}$

其中ρ为预先给定的安全系数，ρ≥1。