CN111268100A - 一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法 - Google Patents

一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法 Download PDF

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李春涛
李雪兵
张朋
孟冲
解明扬
赵振华
苏子康
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Abstract

本发明公开了一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，具体为：在飞行器副翼舵通道中引入滚转角速率P信号和侧滑角信号β，得到副翼舵通道的增稳控制器；在飞行器阻力方向舵通道中引入偏航角速率R、侧滑角信号β，得到方向舵通道的增稳控制器；副翼舵通道的增稳控制器和方向舵通道的增稳控制器共同控制飞行器横侧向稳定。本发明使飞行器的滚转和偏航运动相匹配，保证飞行器拥有稳定良好的荷兰滚阻尼比。

Description

一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法
技术领域
本发明属于航空器飞行控制技术领域，尤其涉及一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法。
背景技术
针对横侧向静不稳定的飞翼布局飞行器控制技术，目前主要采用两种比较常见的控制方案，一是在飞翼布局飞行器机背上左右各增加一片“小垂尾”，起到增强飞行器的静稳定性目的，但这种不得已而为之的控制方案不仅增加阻力、增加结构重量以及破坏隐身性能，而且加剧了飞行器对侧风的反应，降低了飞行器的整体性能。采用这种比较典型的控制方案如美国初代飞翼布局的F117夜莺攻击机；二是采用开裂固定角度的方向舵，这种控制方案是以牺牲升阻特性为代价，起到类似于垂尾的作用，这种控制方式完全失去了飞翼高升阻比的特点，总体来说，目前针对飞翼布局飞行器无论采用上述哪种方式，均属于折中的办法，因此飞翼布局飞行器亟需一种简单有效的増稳控制方法，实现其安全可靠飞行。
发明内容
发明目的：为解决现有技术中针对横侧向静不稳定的飞翼布局飞行器进行控制时，存在破坏飞行器隐身性能、增加了飞行器的重量等问题，本发明提供一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法。
技术方案：本发明提供了一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，该方法具体包括如下步骤：
步骤1：在飞行器副翼舵通道中引入滚转角速率P信号，从而设计阻尼器；
步骤2：在飞行器副翼舵通道中引入侧滑角信号β，从而设计滚转增稳系统；
步骤3：在飞行器阻力方向舵通道中引入偏航角速率R，从而设计航偏阻尼器；
步骤4：在飞行器阻力方向舵通道中引入侧滑角信号β、飞行器迎角α，从而设计航向增稳系统；
步骤5：将步骤1和2中的阻尼器和滚转增稳系统共同作用于飞行器的副翼舵通道，得到副翼舵通道的增稳策略；将步骤3和步骤4中的航偏阻尼器和航向增稳系统共同作用于飞行器的方向舵通道，得到方向舵通道的增稳策略；所述副翼舵通道的增稳策略和方向舵通道的增稳策略形成飞行器的横侧向增稳策略，控制飞行器横侧向稳定。
进一步的，所述步骤1中的阻尼器为：
阻尼器＝K1P
其中K1为飞行器的滚转阻尼比例系数。
进一步的，所述步骤2中的滚转增稳系统：
航向增稳系统＝K2β
其中K2为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。
进一步的，所述步骤5中的副翼舵通道的增稳策略，也即副翼舵通道的输入指令δA，具体为：
δA=阻尼器+航向增稳系统=K1P+K2β
其中K1为飞行器的滚转阻尼比例系数、K2为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。
进一步的，所述步骤3中航偏阻尼器为：
航偏阻尼器＝K3R
其中，K3为飞行器的航偏阻尼比例系数。
进一步的，所述步骤4中航向增稳系统为：
Figure BDA0002386997180000021
Figure BDA0002386997180000022
其中，K4表示飞行器的方向舵效系数，K5表示消除侧滑角速率系数，K6表示侧滑角加速度系数，α为飞行器迎角。
进一步的，所述步骤5中的方向舵通道的增稳策略，也即方向舵通道的输入指令δR，具体为：
δR＝航偏阻尼器+航向增稳系统
Figure BDA0002386997180000023
Figure BDA0002386997180000024
其中K3为飞行器的航偏阻尼比例系数，K4表示飞行器的方向舵效系数，K5表示消除侧滑角速率系数，K6表示侧滑角加速度系数，α为飞行器迎角。
有益效果：
1.本发明充分发挥出飞翼气动布局的先进性，利用现有已知信号改善飞翼布局飞行器的航向稳定性。
2.本发明可以在不改变飞翼气动布局的情况下，实现飞翼布局飞行器的无忧飞行，充分发挥出飞翼飞行器的优越性，具有重要的军事价值。
3.本发明在克服飞翼飞行器无忧飞行的基础上，可实现飞行器的无侧滑角飞行，具有优良的飞行品质。
附图说明
图1系统双通道増稳控制回路；
图2副翼舵单通道増稳控制回路；
图3方向舵单通道増稳控制回路。
具体实施方式
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
如图1所示本发明提供一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法；具体为：
基于副翼舵控制通道和方向舵控制通道共同控制飞翼布局飞行器的横侧向运动；副翼舵通道控制飞行器的滚转运动，方向舵通道控制飞行器的偏航运动。在副翼舵控制通道引入飞翼布局飞行器的滚转角速率信号P和侧滑角信号β；在方向舵控制通道引入飞翼布局飞行器的偏航角速率信号R、侧滑角信号β、飞行器迎角α；其中，副翼舵控制输入改善飞翼布局飞行的滚转模态，方向舵控制输入改善飞翼布局飞行器的偏航模态。两个控制通道共同改善飞翼布局飞行器的荷兰滚运动模态，使飞翼布局飞行器横侧向具有良好的稳定性。
所述副翼舵控制通道引入飞翼布局飞行器的滚转角速率信号P和侧滑角信号β，具体如图2所示：
设计滚转阻尼器。通过在副翼舵通道中引入滚转角速率P信号，形成滚转阻尼器，提高飞翼飞行器滚转模态的阻尼比，改善飞翼飞行器的操纵特性。设计滚转阻尼器的控制律如下：
K1P
其中K1为滚转阻尼比例系数；
设计滚转増稳系统。通过在副翼舵通道中引入反应气流方向的侧滑角β信号，起到增强飞翼飞行器的横滚静稳定性，改善滚转模态对侧滑角的响应。设计的滚转増稳系统控制律如下：
K2β
其中K2为滚转静稳定性増稳系数；
如图3所示，所述在方向舵控制通道引入飞翼布局飞行器的偏航角速率信号R、侧滑角信号β和侧滑角微分信号
Figure BDA0002386997180000041
具体为：
设计偏航阻尼器。偏航阻尼器的主要作用和功能是改善飞行器的荷兰滚振荡阻尼特性。对于飞翼气动布局的飞行器来说，其荷兰滚阻尼比是严重不足的，绝大多数是发散的。根据荷兰滚运动模态的运动特性可知，在阻力方向舵通道中引入偏航角速率信号R，将有效增大荷兰滚的阻尼比。偏航阻尼器正是感受飞行器的偏航速度并产生正比于偏航角速率的方向舵偏转角构成反馈，提高荷兰滚的阻尼。其控制结构如下：
K3R
其中K3为偏航阻尼比例系数。
设计航向増稳系统。设计航向増稳系统的主要作用是提高航向静稳定导数Cnβ，以增大航向运动的固有频率，进而起到偏航増稳系统的作用和功能。根据航向静稳定导数Cnβ的动力学成因，在方向舵中引入侧滑角信号β、飞行器迎角α，可实现航向増稳的作用，同时考虑到消除侧滑角以及提高飞行品质，采用如下控制结构如下：
Figure BDA0002386997180000042
Figure BDA0002386997180000043
其中，K4表示方向舵效系数，K5表示消除侧滑角速率系数，K6表示侧滑角加速度系数。
形成横侧向增稳策略。通过上述步骤设计，副翼舵和方向舵通道的最终增稳策略如下。
δA＝K1P+K2β
Figure BDA0002386997180000044
Figure BDA0002386997180000045
其中δA为副翼舵通道的增稳控制器；δR为方向舵通道的增稳控制器。
飞翼布局飞行器自身滚转静不稳定，即滚转静稳定性倒数Clβ＞0；飞翼布局飞行器自身航向也静不稳定，即航向静稳定性倒数Cnβ＜0，通过对副翼舵和方向舵增稳，使滚转静稳定性倒数Clβ＜0，航向静稳定性倒数Cnβ＞0。
另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。

Claims (7)

1.一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：
步骤1：在飞行器副翼舵通道中引入滚转角速率P信号，从而设计阻尼器；
步骤2：在飞行器副翼舵通道中引入侧滑角信号β，从而设计滚转增稳系统；
步骤3：在飞行器阻力方向舵通道中引入偏航角速率R，从而设计航偏阻尼器；
步骤4：在飞行器阻力方向舵通道中引入侧滑角信号β、飞行器迎角α，从而设计航向增稳系统；
步骤5：将步骤1和2中的阻尼器和滚转增稳系统共同作用于飞行器的副翼舵通道，得到副翼舵通道的增稳控制器；将步骤3和步骤4中的航偏阻尼器和航向增稳系统共同作用于飞行器的方向舵通道，得到方向舵通道的增稳控制器；所述副翼舵通道的增稳控制器和方向舵通道的增稳控制器共同控制飞行器横侧向稳定。
2.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤1中的阻尼器为：
阻尼器＝K1P
其中K1为飞行器的滚转阻尼比例系数。
3.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤2中的滚转增稳系统：
航向增稳系统＝K2β
其中K2为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。
4.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤5中的副翼舵通道的增稳控制器为：
δA＝阻尼器+航向增稳系统＝K1P+K2β
其中K1为飞行器的滚转阻尼比例系数、K2为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。
5.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤3中航偏阻尼器为：
航偏阻尼器＝K3R
其中，K3为飞行器的航偏阻尼比例系数。
6.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤4中航向增稳系统为：
Figure FDA0002386997170000021
Figure FDA0002386997170000022
其中，K4表示飞行器的方向舵效系数，K5表示消除侧滑角速率系数，K6表示侧滑角加速度系数，α为飞行器迎角。
7.根据权利要求1所述的一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，其特征在于，所述步骤5中的方向舵通道的增稳控制器为：
δR＝航偏阻尼器+航向增稳系统
Figure FDA0002386997170000023
Figure FDA0002386997170000024
其中K3为飞行器的航偏阻尼比例系数，K4表示飞行器的方向舵效系数，K5表示消除侧滑角速率系数，K6表示侧滑角加速度系数，α为飞行器迎角。
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