CN110209192A - 战斗机航向增稳控制系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了战斗机航向增稳控制系统设计方法，该方法在方向舵通道引入偏航角速率信息、滚转角速率信息与迎角信息的组合反馈，侧滑角及侧滑角速率反馈以及副翼的交联信息，使用根轨迹法确定各反馈通道的增益。由于实际侧滑角不易测量，用估计的侧滑角及侧滑角速率信息进行反馈。最后分析了航向增稳系统增益与航向静稳定性的关系。本发明在飞机的航向操纵系统中加入自动增稳系统，以增大飞机振荡模态的阻尼比，减小横侧向运动交联耦合带来的不利影响，改善飞机的稳定性。

Description

战斗机航向增稳控制系统设计方法

技术领域

本发明涉及战斗机航向增稳控制系统设计方法，属于航空先进飞行控制技术领域。

背景技术

现代高性能战斗机为了满足其不断扩大的飞行包线范围，在飞机的气动外形设计过程中放宽甚至取消对于飞机本体的静稳定性和动稳定性要求，削弱了飞机的静稳定性。经过放宽静稳定性的飞机在亚音速飞行中，飞机的焦点位于飞机重心之前，从而加大了飞机的不稳定性；在近音速飞行中，飞机的焦点与飞机重心相距很近，处于接近稳定状态，即中立稳定状态；而在超音速飞行中，飞机焦点虽然移至飞机重心后面，但两者距离不会太大，即可将稳定裕量大大降低，从而显著改善飞机的机动性能。

现代战斗机一般具有细长机身，小面积立尾的气动外形，使得航向静稳定性不足，经常处于侧滑状态。因此，往往会出现低阻尼比的横侧向振荡，驾驶员对这种短周期的振荡模态来不及反应，容易造成乘坐品质较差、阻力急剧增大、机动敏捷性下降，严重地影响了飞机的操纵性，不利于空战的占位、瞄准和武器准确投放。因而为了解决这一问题，需要在飞机的操纵系统中加入自动增稳系统，增大飞机振荡模态的阻尼比，改善飞机的稳定性，使之达到预期的飞行性能要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供战斗机航向增稳控制系统设计方法，针对航向静稳定性弱特点的战斗机，能够有效改善其飞行品质。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

战斗机航向增稳控制系统设计方法，包括如下步骤：

对战斗机方向舵通道控制律进行设计，在方向舵通道引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息，引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息，引入副翼偏角交联信息，并使用根轨迹法确定各信息的增益，实现战斗机航向增稳控制系统的增益设计。

作为本发明的一种优选方案，战斗机航向增稳控制系统设计方法的具体过程为：

1)引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息至方向舵通道，控制律为：

Δδ_r＝K_r(r-αp)

2)引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息至方向舵通道，控制律为：

3)引入副翼偏角交联信息至方向舵通道，控制律为：

Δδ_r＝K_ariδ_a

则，方向舵通道控制律为：

其中，δ_r为方向舵偏角，K_r为偏航角速度反馈增益，r为偏航角速度，α为迎角，p为滚转角速度，β为侧滑角，为侧滑角速度，K_β为侧滑角反馈增益，为侧滑角速度反馈增益，K_ari为副翼舵交联增益，δ_a为副翼舵偏角。

作为本发明的一种优选方案，所述侧滑角速度在实际应用中由估计的侧滑角速度替代。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

本发明提出的战斗机航向增稳控制系统设计方法，能够提高系统的静稳定性，增大荷兰滚模态的阻尼，减小横向与航向运动之间的耦合，使飞机发生外界干扰后，侧滑角能快速减小到0。

附图说明

图1是本发明提出的战斗机航向增稳控制系统设计方法的结构框图。

图2是本发明实施例中横侧向运动方程零极点图。

图3是未引入增稳系统时β对δ_a的脉冲响应。

图4是引入增稳系统时β对δ_a的脉冲响应。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

如图1所示，为本发明战斗机航向增稳控制系统设计方法的结构框图，具体过程如下：

本发明所述的航向增稳控制系统，从一种定常工作状态出发(例如，空速和飞行高度皆为常数)，将飞机运动学方程线性化，建立小扰动方程组。采用一定控制规律的电子反馈以驱动航向控制舵面，由舵面的控制力矩弥补自然风标稳定力矩及航向自然阻尼力矩的不足。

飞机受扰后，在消除侧滑过程中，由于航向静稳定性导数和横滚静稳定性导数的共同作用，横滚与航向之间存在严重耦合，产生的既摆振又滚转的运动模态，被称为荷兰滚模态。在方向舵通道引入偏航角速度r反馈构成的偏航阻尼器，能提高荷兰滚振动的阻尼，改善侧向运动的动态调节因子，因而从根本上抑制扰动。同时特征量和的改善，可以增加螺旋模态的稳定性。在迎角值不能忽略的前提下，为了消除由于迎角α引发滚转角速度p变化从而产生的侧滑角速度引入αp与r信息的组合至方向舵，迫使飞机绕稳定轴X_s即速度矢量进行滚转，实现对速度轴滚动的阻尼。

在方向舵通道引入侧滑角β反馈，可以引起风标稳定性的变化。用β直接测量出风侧滑角β_w，从而减小侧风对空气动力的影响。通过减小侧滑角，有利于降低偏航运动和滚转运动的耦合。引入信息至方向舵，相当于给自然飞机引入一个相位提前的零点，可以减少超调，减少调节时间，改善系统的动态性能。由于实际的不易测量，所以提出用估计的进行反馈，运用计算机计算信息，在精度及无噪声污染两方面都优于直接由测量的β信号经微分所得的

侧向运动的飞行状态控制器有两个被控制变量，即滚转角φ和侧滑角β。因此，要使用两个调节变量，即副翼偏角δ_a和方向舵偏角δ_r。所以，它们表征的是一个多变量系统。在该系统中，控制回路之间存在耦合，因此需要将副翼舵δ_a信息引入方向舵，以达到迅速协调、消除侧滑的目的。

(1)r-αp反馈信息

对横侧向运动方程进行小扰动线性化，侧力方程为：

其中，为方向舵产生的侧力，为偏航角，δ_r为方向舵偏角。将αp信息引入方向舵通道，使r＝αp，可消除由于迎角α产生滚转角速度p进而引起的控制律为：

Δδ_r＝K_r(r-αp) (2)

其中，K_r为偏航角速度反馈增益。

引入(r-αp)至δ_r，相当于对航向稳定轴进行阻尼。随着反馈增益K_r的增大，荷兰滚模态的阻尼迅速增大，根据根轨迹图选择合适的K_r。

(2)β反馈信息

引入β反馈至δ_r用于增加δ_r通道的带宽，增大荷兰滚频率，提高航向静稳定性，且实现以β＝0为宗旨的闭环系统的修正。引入信息至方向舵，相当于给飞机引入一个相位提前的零点这样外界的控制信号将控制一架被电子反馈增稳后的等效飞机。

引入β反馈，控制律为：

其中，K_β为侧滑角反馈增益，为侧滑角速度反馈增益。

将控制律与飞机运动式联立，则有

式中，ΔW_r为脚蹬操纵量，为方向舵产生的偏航力矩，

这样，飞机增稳系统的固有频率增加到

相应的阻尼比也增加到

由此可见，如果合理选择K_β和可以改善原来飞机的阻尼比与固有频率。

由于实际的不易测量，所以提出用估计的进行反馈。

侧向运动学的侧力方程为：

若不计由δ_r产生的则侧滑角速度的估计值为：

式中，A_y＝-VY_ββ为由β引起的侧向加速度。

β信号经低通滤波器，滤去β传感器噪声。为补偿该滤波器的相位滞后，将信号经参数τ引入，因此得出无相位滞后的β信号估计值上述运用计算机计算得到的在精度及无噪声污染两方面都优于直接由测量的β信号经微分所得的因此上述航向增稳控制方案，在β与的获取方面更有其实用性，其在抗侧风扰动，动态响应特性，以及荷兰滚阻尼等方面均具有优良性能。

(3)δ_a交联信息

将副翼舵δ_a信息引入方向舵，其目的是力图消除由于δ_a工作而引起的侧滑。飞机动力学方程式为：

为保证β＝0，需要让分子为0，即

令

A＝B＝C＝0 (11)

解得

要消除侧滑，副翼舵偏角δ_a引起的滚转力矩和偏航角速度r引起的滚转阻尼力矩均应绕速度轴转动。依靠飞机本身难以实现上述条件，为此，设计δ_r通道的控制律：

Δδ_r＝K_ariδ_a (13)

其中，K_ari为副翼舵交联增益。

舵操纵气动导数变为

代入式(18)中，可得

令A＝0，可得

飞行器在设计过程中由其发动机特性、各高度下的最低飞行速度、最高飞行速度等在高度-马赫数(速度)坐标下围成的曲线被称作飞行包线。对战斗机的横侧向非线性模型进行零极点分析，得到各个模态的稳态和动态性能。

根据飞行包线，选取高中低空以及高中低速几种组合，绘制横侧向零极点图，如图2所示。提取零极点图信息，得到荷兰滚模态的阻尼比、固有频率、超调量等。

以飞机V＝280m/s，H＝6700状态的气动导数为依据，对飞机进行配平，并在平衡点处进行小扰动线性化，得到侧向小扰动方程为：

其中，θ为俯仰角。

写成状态方程形式，则

式中，x＝[β,p,r,φ]^T，U＝[δ_a,δ_r]^T。

将飞机动力学的气动导数及基准状态代入式中，则可得到以δ_r为输入，输出分别为侧滑角β和偏航角速度r的传递函数：

计算得到特征方程的根为：-2.6238，-0.0003，-0.2229+2.1922i，-0.2229-2.1922i。

荷兰滚运动模态表示为s²+0.4458s+4.8554，计算得到其固有频率和阻尼比ω_n＝2.2035，ξ＝0.1012。

根据零极点图信息得到的数据，对各飞行条件分别设计增稳控制器，航向增稳控制结构如图1所示。

引入(r-αp)至δ_r，相当于对航向稳定轴进行阻尼，可消除由于迎角α产生滚转角速度p进而引起的控制律为：

Δδ_r＝K_r(r-αp) (19)

随着反馈增益K_r的增大，荷兰滚模态的阻尼迅速增大，根据根轨迹图选择合适的值K_r＝4.2。

引入β信息至方向舵，控制律为：

绘制根轨迹图并选择合适的反馈增益K_β＝43.6，阻尼比提高到0.6。

由于实际的不易测量，所以提出用估计的进行反馈。不计由δ_r产生的侧滑角速度的估计值为：

式中，A_y＝-UY_ββ为由β引起的侧向加速度，θ＝α。

β信号经低通滤波器，滤去β传感器噪声。为补偿该滤波器的相位滞后，将信号经参数τ引入，得到无相位滞后的β信号估计值

取τ＝2。

将副翼舵δ_a信息引入方向舵，设计控制律

Δδ_r＝K_ariδ_a (23)

将气动导数及状态参数代入式(24)中解得，K_ari＝0.8。

加入增稳系统后β对δ_a的脉冲响应如图4所示，与图3未加入增稳系统的脉冲响应比较，增稳系统能够提高系统的静稳定性，增大荷兰滚模态的阻尼，减小横向与航向运动之间的耦合，使飞机发生外界干扰后，侧滑角能快速减小到0。

由相角裕度与阻尼比的近似关系可以得到航向稳定储备为45°下的阻尼比约为0.45。采用常规控制增稳策略(引入侧滑角及侧滑角速率反馈)，改变飞机航向静稳定性，研究增稳系统增益与航向静稳定性的关系。以α＝0°时的静稳定导数为变量，分别减小引入侧滑角及侧滑角速率反馈构成的增稳系统，调整控制增益，得到不同下的增稳系统增益、阻尼比及固有频率。随着航向稳定性减弱，荷兰滚模态趋于不稳定。加入增稳系统后，增稳系统中的增益K_β不断增大，增益不断减小。

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (3)

1.战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

对战斗机方向舵通道控制律进行设计，在方向舵通道引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息，引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息，引入副翼偏角交联信息，并使用根轨迹法确定各信息的增益，实现战斗机航向增稳控制系统的增益设计。

2.根据权利要求1所述战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，战斗机航向增稳控制系统设计方法的具体过程为：

1)引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息至方向舵通道，控制律为：

Δδ_r＝K_r(r-αp)

2)引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息至方向舵通道，控制律为：

3)引入副翼偏角交联信息至方向舵通道，控制律为：

Δδ_r＝K_ariδ_a

则，方向舵通道控制律为：

其中，δ_r为方向舵偏角，K_r为偏航角速度反馈增益，r为偏航角速度，α为迎角，p为滚转角速度，β为侧滑角，为侧滑角速度，K_β为侧滑角反馈增益，为侧滑角速度反馈增益，K_ari为副翼舵交联增益，δ_a为副翼舵偏角。

3.根据权利要求2所述战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，所述侧滑角速度在实际应用中由估计的侧滑角速度替代。