CN110316358A - 基于动态逆的战斗机大迎角控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，针对大迎角飞行状态，采用时标分离方法，把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统，分别利用动态逆法求解控制律。本发明针对姿态角速率回路推导出控制舵面偏角，针对气流角回路推导出姿态角速率。针对姿态角速率回路带宽选取，考虑到协调控制减小侧滑等因素的影响，选取频带带宽相等。针对气流角回路指令模型，为满足战斗机飞行品质要求，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角和侧滑角指令模型为二阶模型。本发明保证了战斗机大迎角下飞行控制系统良好的跟踪性和稳定性，确保及时改出深失速、尾旋等危险状态，对工程实际应用有良好参考意义。

Description

基于动态逆的战斗机大迎角控制方法

技术领域

本发明涉及基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，属于航空先进控制技术领域。

背景技术

战斗机是用于在空中消灭敌机和其他飞航式空袭兵器的军用飞机，是军事空中作战的主要机种，在对地与对空战斗中都占有不可代替的地位。为取得制空领域权，全球科技、军事力量的大量投入战斗机的更新发展，其中超机动能力被认为是未来高性能战斗机不可缺少的重要标志性特征，受到了各个国家和地区前所未有的高度重视。超机动是指迎角超过失速迎角、气动舵面操纵效率下降甚至失效情况下完成大角速率机动飞行动作的超常规机动。超机动性能可用于在超视距空战后的近距离格斗中快速发射和回避格斗导弹，有效地击毁敌机和保存自己，达到快速指向和快速击打的目的。

战斗机飞控系统的设计是战斗机飞行作战的关键性因素之一，其性能优劣直接影响到战斗机能否取得空战的胜利。传统的飞行控制方法例如PID控制大多基于线性模型设计，将飞机的非线性模型在不同的飞行区域线性化，并设计相应的控制器，之后将不同状态的控制器整合为一个总的控制器。由于其结构简单、鲁棒性强以及容易实现等特点，一直被广泛的运用于各类民用和军事飞行控制系统设计中。

由于战斗机的特殊性，在进行超机动动作时，务必会主动或被动的进入大迎角区域飞行，气动和飞行特性发生了很大变化，如空气动力的非线性、不对称、交叉耦合等，使飞机的稳定性和操纵性发生急剧变化，并出现许多特殊的飞行现象，如机翼摇晃、上仰、机头侧偏、过失速旋转、深失速、尾旋等。而且随着空速增加人体以及战斗机机构所能承受的能力有限，就必须要求提高战斗机的控制能力。主要是由于机动动作需要突破失速禁区，涉及到大范围非线性，强耦合以及非定常气动力等问题，飞行状态往往是失控的和危险的，如不能尽快地脱离，将会对飞行员和战斗机造成意想不到的严重后果。此时，小扰动线性化模型已经不再符合大迎角下的真实飞行状态，常规设计方法不能满足战斗机的控制需求，需要发展先进非线性控制方法。经过国外先进战斗机实验与飞行测试，认为动态逆控制方法是一种有效的针对战斗机控制的方法。然而，直接应用状态反馈的动态逆方法，需要对系统求全逆，必须满足控制量与状态量个数相等的条件，才能使系统分解成多个线性解耦子系统，这在战斗机飞行控制系统设计中难以实现。

综上，现有技术中缺乏针对大迎角下战斗机的有效控制方法，无法满足战斗机在大迎角下飞行的快速性和稳定性，不能保证战斗机进入深失速、尾旋等危险状态后的改出。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，针对战斗机进行超机动动作进入大迎角状态时，实现对战斗机有效、快速的飞行控制和改出深失速、尾旋等危险状态的效果。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，包括如下步骤：

步骤1，当战斗机处于大迎角飞行状态时，根据时标分离的原理，以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量，即角速率变量和气流角变量；

步骤2，根据角速率变量建立姿态角速率回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律，其中，针对姿态角速率回路带宽选取时，选取角速率变量中各变量的频带带宽相等；

步骤3，根据气流角变量建立气流角回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律，其中，气流角回路指令模型包括绕速度轴滚转角指令模型、迎角和侧滑角指令模型，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角指令模型和侧滑角指令模型均为二阶模型。

作为本发明的一种优选方案，所述步骤2的具体过程为：

姿态角速率回路指令模型为：

其中，分别为期望的滚转角加速度、期望的俯仰角加速度、期望的偏航角加速度，f_f为除去舵面操纵的姿态角速率部分，g_f为舵面操纵导数部分，δ_e、δ_a、δ_r分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角；

姿态角速率回路期望形式为：

其中，p_c、q_c、r_c分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令，K＝[k₁ k₂ k₃]^T，k₁、k₂、k₃为角速率各变量的频带带宽，且k₁＝k₂＝k₃，p、q、r分别为滚转角速率变量、俯仰角速率变量、偏航角速率变量；

基于动态逆控制方法得到姿态角速率控制律，表达式为：

作为本发明的一种优选方案，所述除去舵面操纵的姿态角速率部分f_f表达式为：

其中，m₀、n₀、l₀分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩；x₁＝[p q r]^T为角速率变量，h_E为发动机角动量， I_x、I_y、I_z分别为绕三个机体轴的转动惯量，I_xz为惯性积。

作为本发明的一种优选方案，所述舵面操纵导数部分g_f表达式为：

其中，g_pδe为升降舵引起的滚转角速率导数；g_pδa为副翼引起的滚转角速率导数；g_pδr为方向舵引起的滚转角速率导数；g_qδe为升降舵引起的俯仰角速率导数；g_rδe为升降舵引起的偏航角速率导数；g_rδa为副翼引起的偏航角速率导数；g_rδr为方向舵引起的偏航角速率导数。

作为本发明的一种优选方案，所述步骤3的具体过程为：

气流角回路指令模型为：

其中，分别为期望的迎角加速度、期望的侧滑角加速度、期望的绕速度轴滚转角加速度，分别为期望的滚转角速率指令、期望的俯仰角速率指令、期望的偏航角速率指令，δ_e、δ_a、δ_r分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角，f_s表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量，g_s1是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量，g_s2为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量；

绕速度轴滚转角指令模型表达式为：

迎角指令模型和侧滑角指令模型表达式均为：

其中，μ、μ_c分别为绕速度轴滚转角变量、绕速度轴滚转角指令，s、ω分别为拉普拉斯算子、频率，为，x为迎角变量或侧滑角变量，x_c为迎角指令或侧滑角指令，ξ和ω_n分别为阻尼比和频率；

基于动态逆控制方法得到气流角回路控制律，表达式为：

其中，p_c、q_c、r_c分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令。

作为本发明的一种优选方案，所述作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量f_s表达式为：

f_s＝[f_α f_β f_μ]^T

其中，f_α为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力，f_β为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力，f_μ为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。

作为本发明的一种优选方案，所述作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量g_s1表达式为：

其中，g_αp为滚转角速率对迎角产生影响的合外力，g_αq为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力，g_αr为偏航角速率对迎角产生影响的合外力，g_βp为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_βq为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_βr为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_μp为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力，g_μr为偏航角速率对偏航产生影响的合外力，g_μq为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。

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：

本发明利用动态逆控制律设计控制方法，不依赖某范围的平衡点设计控制律，而用系统的非线性逆对消被控系统的非线性，实现了大迎角过失速机动飞行范围内的全局反馈线性化，成功实现解耦控制。保证了战斗机在大迎角下的操纵性和稳定性，同时能有效改出深失速、尾旋等危险状态。

附图说明

图1是本发明基于动态逆的战斗机大迎角控制方法的结构原理示意图。

图2是本发明实施例中高度时域响应图。

图3是本发明实施例中迎角时域响应图。

图4是本发明实施例中三维航迹曲线图。

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。

本发明提供了基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，结构示意图如图1所示，包括指令模型、快回路控制律结构和慢回路控制律结构。整个战斗机控制系统输入值包括飞行速度指令、迎角指令、侧滑角指令和绕速度轴滚转角指令，输出值包括飞行速度、气流角、姿态角速率、飞行高度及位置信息。

以某型战斗机为例，本发明的目标是战斗机在进行大迎角机动动作时，仍保证其操纵性和稳定性，拥有改出深失速、尾旋等危险状态的能力。采用“时标分离”方法，把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统，每组子系统分别利用动态逆法求解控制律，输入指令包括迎角α_c、侧滑角β_c和绕速度轴滚转角μ_c，输出为飞行速度V、迎角α、侧滑角β、绕速度轴滚转角μ、滚转角速率p、俯仰角速率q、偏航角速率r、高度以及位置信息。控制律包括姿态角速率逆回路控制律和气流角逆回路控制律。姿态角速率逆回路控制律输入值为战斗机的滚转角速率期望值p_d、俯仰角速率期望值q_d和偏航角速率期望值r_d，输出值为战斗机的升降舵偏角δ_e、副翼偏角δ_a和方向舵偏角δ_r。针对姿态角速率回路带宽选取，考虑到舵面等非线性饱和因素的影响及协调控制减小侧滑等，选取各变量频带带宽相等。气流角逆回路控制律的输入指令包括迎角期望值α_d、侧滑角期望值β_d和绕速度轴滚转角期望值μ_d，输出值为战斗机的滚转角速率指令p_c、俯仰角速率指令q_c和偏航角速率指令r_c。针对气流角回路指令模型，为满足战斗机飞行品质要求，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角和侧滑角指令模型为二阶模型。

根据时标分离的原理，结合工程实际，以姿态角控制和速度控制为要求将状态变量划分为快慢两组，分别设计各自的控制律，对状态变量的划分为：x₁＝[p q r]^T为角速率变量，该组变量称为快变量。在飞行控制任务中，任何控制输入的改变，即舵面偏转变化等都会直接影响到飞机的三个角加速度从而影响到角速度的变化。x₂＝[α β μ]^T为气流角矢量。该组变量为慢变量。因为舵面偏角等控制量的变化对该组变量的影响不如对x₁的影响明显，也就是说，当飞机舵面偏角发生改变时，角速率x₁立即发生改变并很快进入相对稳定的状态，在受到x₁变化的影响下，气流角x₂逐渐改变，从而使驾驶员获得理想的飞行姿态。

由给定的角速率指令p_c,q_c,r_c，基于动态逆控制方法逆推出飞机的三个舵偏量δ_e,δ_a,δ_r。战斗机的姿态角速率方程为：

其中， I_x、I_y、I_z分别为绕三个机体轴的转动惯量，I_xz为惯性积，h_E为发动机角动量，l、m、n分别为滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，b为参考翼展，c为平均气动弦长，为动压，S为参考机翼面积，C_lt、C_mt、C_nt分别为总滚转力矩系数、总俯仰力矩系数和总偏航力矩系数。对姿态角速率方程进行整理，变形为战斗机快回路模型：

其中，为期望的滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度，f_f为除去舵面操纵的姿态角速率部分，g_f为舵面操纵导数部分。

除去舵面操纵的姿态角速率部分f_f表达式为：

其中， 分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩。V为战斗机飞行速度，xcgr为参考重心位置，xcg为重心位置，分别为静俯仰力矩系数、静滚转力矩系数和静偏航力矩系数，为俯仰角速率引起的俯仰力矩系数，dC_m和分别为迎角和升降舵偏角引起的深失速静俯仰力矩系数，为沿机体轴Z轴方向的静力系数，为俯仰角速率引起的沿机体轴Z轴方向的力系数，为沿机体轴Y轴方向的静力系数，为偏航角速率引起的沿机体轴Y轴方向的力系数，为滚转角速率引起的沿机体轴Y轴方向的静力系数，为偏航角速率引起的偏航力矩系数，为滚转角速率引起的偏航力矩系数，为侧滑角引起的偏航力矩系数，为偏航角速率引起的滚转力矩系数，为滚转角速率引起的滚转力矩系数，为侧滑角引起的滚转力矩系数。

舵面操纵导数部分g_f表达式为：

其中，为升降舵引起的滚转角速率导数；为副翼引起的滚转角速率导数；为方向舵引起的滚转角速率导数；为升降舵引起的俯仰角速率导数；为升降舵引起的偏航角速率导数；为副翼引起的偏航角速率导数；为方向舵引起的偏航角速率导数。其中，分别为升降舵引起的滚转力矩系数和偏航力矩系数，分别为副翼引起的滚转力矩系数、偏航力矩系数和沿机体轴Y轴方向的力系数，为方向舵引起的滚转力矩系数、偏航力矩系数和沿机体轴Y轴方向的力系数，为升降舵引起的俯仰力矩系数、沿机体轴Z轴方向的力系数和深失速俯仰力矩系数。

快回路期望形式为：

其中，p_c,q_c,r_c为慢回路控制律给出的角速度指令，K＝[k₁ k₂ k₃]^T为各通道的带宽，三个带宽相等k₁＝k₂＝k₃＝10。

基于动态逆控制方法得到快回路控制律，表达式为：

由给定的气流角指令α_c,β_c,μ_c，基于动态逆控制方法逆推出飞机的角速度指令p_c,q_c,r_c。战斗机的气流角方程为：

其中，为升力，为侧力，为阻力，为机体轴轴向分力，C_xt、C_yt、C_zt为机体轴轴向分力系数，M为飞机质量，F_T为发动机推力，γ为航迹爬升角。对气流角方程进行整理，变形为战斗机慢回路模型。

快回路控制律中所需的角速度指令，即慢回路输出，战斗机慢回路模型为：

其中，f_s表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量。是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量。为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量，由于飞机的操纵偏转主要产生操纵力矩，相对来说产生的力不大，所以在控制系统中可以忽略舵面产生的操纵力。

作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量f_s表达式为：

其中，为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力，为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力，为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。其中，g为重力加速度，为除去操纵舵面和角速率影响因素外的升力分量，为除去操纵舵面和角速率影响因素外的侧力分量，为机体轴轴向静分力系数。

作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量表达式为：

其中，g_αp＝-tanβcosα为滚转角速率对迎角产生影响的合外力，为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力，g_αr＝-tanβsinα为偏航角速率对迎角产生影响的合外力，为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力，为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力，为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力，为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力，为偏航角速率对偏航产生影响的合外力，为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。为俯仰角速率引起的沿机体轴X轴方向的力系数。

在真实飞行过程中，飞行员直接通过纵向驾驶杆给出迎角指令α_c、通过脚蹬给出侧滑角指令β_c(通常保持为零)、通过横向驾驶杆给出速度矢量滚转角速度指令通过油门杆给出推力指令δ_t，在数值仿真研究中，通常只能由机动指令生成器根据指定的飞行轨迹生成绕速度矢量滚转角指令μ_c。慢回路指令模型包括绕速度轴滚转角指令模型、迎角指令模型和侧滑角指令模型。

绕速度轴滚转角指令模型表达式为：

其中，ω＝4rad/s。

迎角和侧滑角指令模型表达式为：

其中，ξ和ω_n分别为阻尼比和频率，对于迎角指令，取ξ＝0.8,ω_n＝4rad/s，对于侧滑角指令，取ξ＝1,ω_n＝6rad/s。

基于动态逆控制方法得到慢回路控制律，表达式为：

选取眼镜蛇机动动作作为实施例一。在过失速后飞机的横侧向稳定性降低,飞机极易出现偏离现象。绕速度轴滚转角指令μ_c和侧滑角指令β_c都为零，迎角指令α_c也比较简单。仿真结果如图2所示，表示战斗机的高度曲线。

选取深失速危险状态作为实施例二，初始条件H＝3000m，V＝61m/s，给定迎角指令α_c＝17°，δ_t＝0.3rad。仿真结果如图3所示，表示战斗机的迎角曲线。

选取尾旋危险状态作为实施例三，初始条件H＝10000m，V＝65m/s，δ_t＝0.3rad，先让战斗机进入尾旋状态，30s加入控制，给定迎角指令α_c＝17°。仿真结果如图4所示，表示战斗机的三维位置曲线图。

从上述仿真结果看出，采用基于动态逆的战斗机大迎角控制系统，战斗机能够精确地跟踪迎角指令α_c、侧滑角指令β_c、绕速度轴滚转角指令μ_c，并且能快速有效的改出深失速、尾旋等大迎角下危险状态，说明该动态逆控制系统拥有较好的跟踪性，稳定性。

本发明的动态逆控制律不依赖于非线性系统的求解或稳定性分析，而只需讨论系统的反馈变换，因而它具有一定的普遍性，而且保证了闭环系统的全局稳定性，具有较好的跟踪性能。动态逆控制设计较为简便，可以应用在线性和非线性系统中，适用性较为广泛。

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 (7)

1.基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，当战斗机处于大迎角飞行状态时，根据时标分离的原理，以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量，即角速率变量和气流角变量；

步骤2，根据角速率变量建立姿态角速率回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律，其中，针对姿态角速率回路带宽选取时，选取角速率变量中各变量的频带带宽相等；

步骤3，根据气流角变量建立气流角回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律，其中，气流角回路指令模型包括绕速度轴滚转角指令模型、迎角和侧滑角指令模型，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角指令模型和侧滑角指令模型均为二阶模型。

2.根据权利要求1所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述步骤2的具体过程为：

姿态角速率回路指令模型为：

其中，分别为期望的滚转角加速度、期望的俯仰角加速度、期望的偏航角加速度，f_f为除去舵面操纵的姿态角速率部分，g_f为舵面操纵导数部分，δ_e、δ_a、δ_r分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角；

姿态角速率回路期望形式为：

其中，p_c、q_c、r_c分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令，K＝[k₁ k₂ k₃]^T，k₁、k₂、k₃为角速率各变量的频带带宽，且k₁＝k₂＝k₃，p、q、r分别为滚转角速率变量、俯仰角速率变量、偏航角速率变量；

基于动态逆控制方法得到姿态角速率控制律，表达式为：

3.根据权利要求2所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述除去舵面操纵的姿态角速率部分f_f表达式为：

其中，m₀、n₀、l₀分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩；x₁＝[p q r]^T为角速率变量，h_E为发动机角动量， I_x、I_y、I_z分别为绕三个机体轴的转动惯量，I_xz为惯性积。

4.根据权利要求2所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述舵面操纵导数部分g_f表达式为：

其中，g_pδe为升降舵引起的滚转角速率导数；g_pδa为副翼引起的滚转角速率导数；g_pδr为方向舵引起的滚转角速率导数；g_qδe为升降舵引起的俯仰角速率导数；g_rδe为升降舵引起的偏航角速率导数；g_rδa为副翼引起的偏航角速率导数；g_rδr为方向舵引起的偏航角速率导数。

5.根据权利要求1所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述步骤3的具体过程为：

气流角回路指令模型为：

其中，分别为期望的迎角加速度、期望的侧滑角加速度、期望的绕速度轴滚转角加速度，分别为期望的滚转角速率指令、期望的俯仰角速率指令、期望的偏航角速率指令，δ_e、δ_a、δ_r分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角，f_s表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量，g_s1是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量，g_s2为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量；

绕速度轴滚转角指令模型表达式为：

迎角指令模型和侧滑角指令模型表达式均为：

其中，μ、μ_c分别为绕速度轴滚转角变量、绕速度轴滚转角指令，s、ω分别为拉普拉斯算子、频率，为，x为迎角变量或侧滑角变量，x_c为迎角指令或侧滑角指令，ξ和ω_n分别为阻尼比和频率；

基于动态逆控制方法得到气流角回路控制律，表达式为：

其中，p_c、q_c、r_c分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令。

6.根据权利要求5所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量f_s表达式为：

f_s＝[f_α f_β f_μ]^T

其中，f_α为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力，f_β为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力，f_μ为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。

7.根据权利要求5所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量表达式为：

其中，g_αp为滚转角速率对迎角产生影响的合外力，g_αq为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力，g_αr为偏航角速率对迎角产生影响的合外力，g_βp为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_βq为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_βr为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力，g_μp为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力，g_μr为偏航角速率对偏航产生影响的合外力，g_μq为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。