CN115729264A - 一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于无人机飞行控制领域，提供一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法。首先以柔性自适应翼梢小翼为研究对象，通过CFD/CSM计算和理论分析建立其气动弹性模型，明确小翼倾角与全机气动特性的关系，在此基础上建立飞机六自由度运动方程，通过研究飞行状态、飞行阶段与小翼倾斜角的关系实现小翼倾角的自适应控制，进而研究小翼方向舵在小翼倾斜角变化时其效能导数与三轴力矩的数学关系，提出基于操纵面分配补偿的耦合非线性控制分配方法来实现小翼方向舵与其它操纵面的协调控制。

Description

一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法

技术领域

本发明属于无人机飞行控制领域，涉及一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法。

背景技术

无尾飞翼布局飞机气动升力效率高、隐身特性好，在新型无人作战飞机的研制中具有重要的应用价值。但是，通常无尾飞机的横航向稳定性较差，也正是由于这一原因，无尾飞翼布局飞机的机动性能难以达到战斗机的设计指标。没有垂尾既是无尾飞翼布局飞机优点，也是它的缺点，那么如何才能在保证无尾飞翼布局飞机隐身性的同时，又能增强它航向稳定性和操纵性呢？针对这一问题，申请人提出了一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制技术，通过在无尾飞翼布局飞机两侧的机翼上增加一对柔性自适应翼梢小翼，通过翼梢后缘上设立的方向舵控制飞机的偏航运动，并使翼梢小翼的倾斜角随飞行状态同步变化，来保证飞机的航向稳定性。

本发明对于柔性自适应翼梢的方案设想来源于两个方面：一是鸟的翅膀上并没有类似方向舵的组织，但可以通过翅膀末梢的翘曲实现对航向的稳定控制；二是美国F-16战斗机在飞行时，其前缘襟翼可随飞行状态自动控制，以提高飞机升力特性，增加临界迎角。本发明希望通过对柔性自适应翼梢小翼控制问题的研究，实现小翼倾斜角随飞行状态自适应控制，以改善飞机的航向稳定性；通过小翼上方向舵与其它操纵面的协调控制，来改善飞机在大迎角下的航向稳定性和操纵性。

对于无尾飞翼布局飞机柔性自适应翼梢小翼控制问题的研究有两个难点：一是翼梢小翼采用柔性材料实现与主翼面的翼身融合设计，翼面的弹性变形成为气动分析中不可忽略的重要因素，因此建立翼梢小翼的弹性气动模型，来准确地描述小翼倾斜角变化时飞机气动力和力矩变化的特性成为研究的难点。二是要实现翼梢小翼的倾斜角随飞行状态和飞行阶段自适应控制，必须考虑翼梢小翼及其后缘上的方向舵与主翼上其它操纵面的协调控制问题；翼梢小翼的倾斜角不同，其后缘方向舵的气动效率也就不同，二者之间呈强耦合作用；而且该方向舵对俯仰力矩和偏航力矩同时具有功能上的耦合，这就更增加了飞翼布局飞机操纵面协调控制的难度。美国波音公司研制的无人机X-48B也采用加装有方向舵的翼梢小翼来增强飞机的航向稳定性和操纵性；与其相比较，本发明翼梢小翼的倾斜角可随飞行状态和飞行阶段自适应改变，兼顾了飞机的隐身性和稳定性，但控制难度更大。

发明内容

(一)解决的技术问题

针对在无尾飞翼飞机航向稳定性和操纵性的不足，本发明提供了一种基于柔性自适应翼梢小翼的航向变稳控制方法，该方法能够保证无尾飞翼布局飞机隐身性的同时，又能增强飞机的航向稳定性和操纵性。

(二)技术方案

本发明以带有柔性自适应翼梢小翼的无尾飞翼布局飞行器为研究对象，通过理论与实验相结合的方法对柔性自适应翼梢小翼的气动弹性建模和协调控制问题进行系统设计。本发明的总体设计思路如下：首先以柔性自适应翼梢小翼为研究对象，通过CFD/CSM计算和理论分析建立其气动弹性模型，明确小翼倾角与全机气动特性的关系，在此基础上建立飞机六自由度运动方程，通过研究飞行状态、飞行阶段与小翼倾斜角的关系实现小翼倾角的自适应控制，进而研究小翼方向舵在小翼倾斜角变化时其效能导数与三轴力矩的数学关系，提出基于操纵面分配补偿的耦合非线性控制分配方法来实现小翼方向舵与其它操纵面的协调控制。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案包括了以下步骤：

一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，包括以下步骤：

(1)建立无尾飞翼飞行器非线性动力学模型，实现柔性翼梢小翼弹性气动弹性建模；

(2)具备翼梢小翼倾斜角的自适应控制，增强飞机大迎角飞行时的航向稳定性和操纵性；

(3)基于操纵面分配补偿的耦合控制分配方法，实现小翼与其它操纵面的协调控制。

在步骤(1)中，所述的无尾飞翼飞行器非线性动力学模型包括：

A、飞行器质心移动的动力学方程组

其中，V,α,β分别为飞行器的飞行速度、迎角和俯仰角，μ,γ分别为飞行器航迹滚转角和航迹俯仰角，m为飞行器的质量，p,q,r分别为飞行器滚转、俯仰和偏航角速度，T为发动机推力，D,Y,L分别为飞行器所受的阻力、升力和侧力，g为重力加速度，

分别为飞行器的飞行速度、迎角和俯仰角的导数。

B、绕质心转动的动力学方程

根据质点系的动量矩定理，刚体飞机的转动动力学方程的矢量形式为：

H为飞机对质心的动量矩，M为作用在飞机上的合外力矩。飞机的转动惯量矩阵为：

I_x、I_y、I_z为飞机的转动惯量，I_xy、I_xz、I_yz为惯性积。设飞机的旋转角速度在机体坐标系中的分量形式为：

p、q、r分别为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，则H在体轴系中可表示为：

H_x、H_y、H_z分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量。

记合外力矩矢量M为：

式中L、M、N为合外力矩矢量在机体坐标系中的三个分量，分别为滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

其中有：

分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量的导数

整理可得：

分别为飞机三轴角速率的导数

设飞机关于机体xoz平面对称，所以惯性积I_xy＝I_yz＝0。将上式变换可得：

l为滚转力矩，m为俯仰力矩，n为偏航力矩

C.质心移动的运动学方程

其中x,y,z为飞行器在地面坐标系下的位置，χ为飞行器的航迹偏航角。

D.绕质心转动的运动学方程

飞翼无人机所受的力和力矩的计算方式如下所示：

气动力包括侧力Y，阻力D和升力L，气动力矩包括滚转力矩

俯仰力矩

和偏航力矩

翼梢小翼采用柔性材料实现，建立其倾斜角变化下的气动弹性模型是研究的基础。首先对小翼在不同倾斜角时全机的静态特性做CFD数值模拟分析，在此基础上采用基于CFD/CSM弱耦合的方法进行弹性气动分析，进而获取飞机的气动弹性模型，并建立飞机的六自由度运动方程，结合实际试飞数据对上述模型或建模方法进行修正和改进。

步骤(2)的具体过程如下：

在实际飞行时，无人机处于何种飞行阶段与它的飞行任务相关，而飞行任务与战场情况密切相关，存在太多的不确定因素。首先对贝叶斯模型预测与自主决策理论进行探索，通过研究找到了一种适合的自主决策方法，使无人机能够自主明确飞行阶段(任务)，进而判明当前决定小翼倾角变化的主要因素，并结合多目优化理论实现对小翼倾斜角的自适应控制。步骤(3)的具体过程如下：

翼梢小翼倾斜角变化时，会造成机翼上表面流场的变化，因此严格来说，小翼倾斜角对飞机、及其各个控制面都存在一定的气动耦合作用。总体来说，小翼倾斜角的变化对翼梢部分气动特性的影响较大，对翼根附近气动特性的影响较小。因此小翼倾斜角的变化与方向舵、及其邻近的副翼呈强耦合作用；而与靠近翼根的三个升降副翼呈弱耦合作用。通过对飞机的气动弹性模型进行分析，将耦合作用仅仅简化为：小翼倾角-副翼耦合、小翼倾角-方向舵耦合的合理性，尽可能通过合理近似降低模型的耦合程度。

对于简化后的模型，提取其操纵面偏转角与三轴力矩的数学关系，通过多变量强耦合非线性控制分配理论实现对飞机操纵面的协调控制。在控制方法上，利用非线性动态逆等控制方法进行非线性补偿控制，实现综合协调控制。在分配方法上，可将分配问题描述为基于数学规划分配问题，利用数学规划方法进行求解，实现了不可解耦条件下的多变量耦合非线性的协调控制问题。采用上述技术方案带来的有益效果：

(1)本发明提出的柔性自适应翼梢小翼是一种翼尖气动装置，其外形和弯度可根据任务需要而改变的一种柔性机翼。通过降低诱导阻力和翼尖涡流阻力来提高飞机的性能，这种自适应柔性翼梢小翼与垂直式普通翼梢小翼的不同之处在于，小翼既是大展弦比，又是与翼尖采用大曲率过度的连接。这样的连接不仅外表面光滑，还可以通过改变机翼弦向的弯度来改变飞机的升力、阻力，不但可以满足飞机在高速和低速飞行时的不同要求，甚至可以通过改变机翼的翼展满足飞行性能的要求；

(2)本发明提出的机翼柔性自适应翼梢小翼能随马赫数、迎角、大气扰动以及机动飞行等飞行条件的改变而自动改变机翼形状，从而达到提高飞机飞行性能、燃油经济性等综合性能的要求，自适应的控制方案使小翼的倾斜角随飞机状态和飞行阶段自适应控制，因而还能在保证无尾飞翼布局飞机突防隐身性的同时，增强其大迎角机动飞行时的航向稳定性和操纵性。

(3)本发明提出的基于柔性自适应翼梢小翼的设计方案从气动、控制和材料同时着手，通过控制方案使小翼倾斜角随飞机状态和飞行阶段自适应控制，从而实现小翼在巡航减阻、突防隐身的前提下，提高了飞机在大迎角飞行时航向的稳定性和操纵性。

附图说明

图1为本发明所使用的飞翼飞机示意图

图2为本发明可控自适应翼梢小翼示意图

图3为本发明柔性翼梢小翼气动弹性建模研究思路示意图

图4为本发明分段式机翼设计图

图5为本发明翼梢小翼倾斜角变化示意图

图6为本发明柔性机翼气弹耦合分析流程图

图7为本发明小翼倾斜角控制方案示意图

图8为本发明协调控制方案示意图

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明设计了一种基于线性反馈非线性动态逆和

自适应方法的飞行控制系统，为了实现上述技术目的，本发明的技术方案包括了以下步骤：

步骤1：建立无尾飞翼飞行器非线性模型，实现柔性翼梢小翼弹性气动建模，该模型能够充分表征柔性翼梢小翼变化过程中的动力学特性；

步骤2：具备翼梢小翼倾斜角的自适应控制，实现增强飞机大迎角飞行时的航向稳定性和操纵性；

步骤3：基于操纵面分配补偿的耦合控制分配方法，实现小翼与其它操纵面的协调控制研究；

本发明所使用的无尾飞翼飞行器方案如图1所示。

在本实施例中，上述步骤1采用如下优选方案实现：

A、飞行器质心移动的动力学方程组

其中，V,α,β为飞行器的飞行速度，迎角和俯仰角，μ,γ分别为飞行器航迹滚转角和航迹俯仰角，m为飞行器的质量，p,q,r为飞行器滚转、俯仰和偏航角速度，T为发动机推力，D,Y,L分别为飞行器所受的阻力、升力和侧力。

B、绕质心转动的动力学方程

根据质点系的动量矩定理，刚体飞机的转动动力学方程的矢量形式为：

H为飞机对质心的动量矩，M为作用在飞机上的合外力矩。飞机的转动惯量矩阵为：

I_x、I_y、I_z为飞机的转动惯量，I_xy、I_xz、I_yz为惯性积。设飞机的旋转角速度在机体坐标系中的分量形式为：

p、q、r分别为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，则H在体轴系中可表示为：

记合外力矩矢量M为：

式中L、M、N为合外力矩矢量在机体坐标系中的三个分量，分别为滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

其中有：

整理可得：

因为飞机一般关于机体xoz平面对称，所以惯性积I_xy＝I_yz＝0。将上式变换可得：

C.质心移动的运动学方程

其中x,y,z为飞行器在地面坐标系下的位置，χ为飞行器的航迹偏航角。

D.绕质心转动的运动学方程

飞翼无人机所受的力和力矩的计算方式如下所示：

气动力包括侧力Y，阻力D和升力L，气动力矩包括滚转力矩

俯仰力矩

和偏航力矩

气动力和力矩模块应用来自飞行仿真系统内部的反馈数据(如马赫数，高度，迎角，侧滑角，飞机重心位置以及角速度等飞行参数和操纵面的位置，液压系统提供的起落架和襟翼的位置)计算稳定轴上的气动系数，最后计算出机体轴上的气动力和力矩，输出到飞机六自由度运动模型模块。气动力主要依据气动压力和稳定轴上的气动力系数计算而来。气动力系数计算公式分别为：

升力、阻力和侧力的计算公式分别为：

气动力矩主要依据气动压力和稳定轴上的气动力矩系数计算而来，其中俯仰力矩系数，滚转力矩系数，偏航力矩系数计算公式为：

俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩的计算公式分别为：

其中，ρ为空气密度，S为机翼面积，b为机翼展长，c为机翼平均气动弦长。C_L、C_D、C_Y、C_m、C_l、C_n分别为飞行器的升力系数、阻力系数、侧力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数，C_L*、C_D*、C_Y*、C_m*、C_l*、C_n*分别为对应的空气动力学系数。接下来对飞行器进行动力学建模。以上面获得的气动导数为基础，推导了飞行器的六自由度非线性动力学模型。

翼梢小翼采用柔性材料实现，建立其倾斜角变化下的气动弹性模型是研究的基础。首先对小翼在不同倾斜角时全机的静态特性做CFD数值模拟分析，在此基础上采用基于CFD/CSM弱耦合的方法进行弹性气动分析，进而获取飞机的气动弹性模型，并建立飞机的六自由度运动方程，结合实际试飞数据对上述模型或建模方法进行修正和改进。这一思路如图3所示。具体实施步骤如下：

1)实验平台与静态分析

为了对无尾飞翼布局飞机的相关控制问题进行研究，小型无尾飞翼布局无人机如图1所示，该飞机机翼采用分段式设计，机翼外段的拆卸/安装十分便捷(如图4所示)，拟保持飞机的主翼段不变，用具有翼梢小翼的翼段代替原外部翼段，从而建立新的实验平台，其构成如图5所示。

对于小翼在不同倾斜角时的全机静态气动分析，拟采用数值模拟与试飞修正相结合的方法。受限于传感器精度、激励信号选择等诸多因素，无人飞行器气动导数的辨识一直是个难点，于是探索出了一种经济安全并切实可行的辨识方法，即：利用计算机辅助设计与分析软件(CATIA/ANSYS/CFD等)获得飞机的静态气动数据，在此基础上利用试飞采集的飞行数据进行修正，通过系统辨识方法获得更为精确的系统模型。

2)弹性分析与建模

目前机翼静气弹分析一般采用线性准静气弹运动方程，但是该方法并不适用于非线性柔性机翼结构，而且数值精度有限。拟采用CFD/CSM弱耦合方法,求解了柔性机翼的非线性静气弹响应问题。基于弱耦合方法的思想，并采用准静态的假设，即假设机翼的变形过程是静止的，首先完成刚性机翼的气动分析，然后将收敛的气动载荷插值分布到结构有限元模型上，计算结构位移，再根据变形后的机翼外形生成新的机翼流场网格，重新进行气动分析，重复迭代以上过程，直至完成所有状态的分析，流程如图6所示。

在本实施例中，上述步骤2采用如下优选方案实现：

如前文所述，小翼倾斜角的控制应考虑三方面因素：(1)一是突防阶段的隐身性；(2)二是机动飞行时的航向稳定性和操纵性；(3)三是安全巡航时的升阻比特性。因此小翼倾斜角的控制与飞行阶段、飞机状态(如：侧滑、迎角、速度等)、以及升阻比特性等多个不同属性的物理量相关联，是一个多目标优化问题。由于飞行阶段是确定小翼倾斜角控制要素的关键，因此对于这一问题的研究在于首先判明无人机当前的飞行阶段。

在实际飞行时，无人机处于何种飞行阶段与它的飞行任务相关，而飞行任务与战场情况密切相关，存在太多的不确定因素。首先对贝叶斯模型预测与自主决策理论进行探索，通过研究找到了一种适合于本发明的自主决策方法，使无人机能够自主明确飞行阶段(任务)，进而判明当前决定小翼倾角变化的主要因素，并结合多目优化理论实现对小翼倾斜角的自适应控制。这一设计方案如图7所示。

在进行多目标的优化求解时，首先建立了翼梢小翼倾斜角与飞机升力、阻力、隐身特性(RCS值)和航向稳定性(航向阻尼)的约束关系，根据所判明的飞行阶段合理设置各约束权重，将多目标优化问题转变为单目标优化问题进行求解。

在本实施例中，上述步骤3采用如下优选方案实现：

翼梢小翼倾斜角变化时，会造成机翼上表面流场的变化，因此严格来说，小翼倾斜角对飞机、及其各个控制面都存在一定的气动耦合作用。总体来说，小翼倾斜角的变化对翼梢部分气动特性的影响较大，对翼根附近气动特性的影响较小。因此小翼倾斜角的变化与方向舵、及其邻近的副翼呈强耦合作用；而与靠近翼根的三个升降副翼呈弱耦合作用。本发明对飞机的气动弹性模型进行分析，将耦合作用仅仅简化为：小翼倾角-副翼耦合、小翼倾角-方向舵耦合的合理性，尽可能通过合理近似降低模型的耦合程度。

对于简化后的模型，提取其操纵面偏转角与三轴力矩的数学关系，通过多变量强耦合非线性控制分配理论实现对飞机操纵面的协调控制。在控制方法上，利用非线性动态逆等控制方法进行非线性补偿控制，实现综合协调控制。在分配方法上，可将分配问题描述为基于数学规划分配问题，利用数学规划方法进行求解。综上，本发明提出了基于操纵面分配补偿的耦合控制分配方法，解决了不可解耦条件下的多变量耦合非线性的协调控制问题。研究的技术路线可由图8所示。

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，在技术方案基础上做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)建立无尾飞翼飞行器非线性动力学模型，实现柔性翼梢小翼弹性气动弹性建模；

(2)具备翼梢小翼倾斜角的自适应控制，增强飞机大迎角飞行时的航向稳定性和操纵性；

(3)基于操纵面分配补偿的耦合控制分配方法，实现小翼与其它操纵面的协调控制。

2.根据权利要求1所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，在步骤(1)中，所述的无尾飞翼飞行器非线性动力学模型包括：

A、飞行器质心移动的动力学方程组

其中，V,α,β分别为飞行器的飞行速度、迎角和俯仰角，μ,γ分别为飞行器航迹滚转角和航迹俯仰角，m为飞行器的质量，p,q,r分别为飞行器滚转、俯仰和偏航角速度，T为发动机推力，D,Y,L分别为飞行器所受的阻力、升力和侧力，g为重力加速度，

分别为飞行器的飞行速度、迎角和俯仰角的导数；

B、绕质心转动的动力学方程

根据质点系的动量矩定理，刚体飞机的转动动力学方程的矢量形式为：

H为飞机对质心的动量矩，M为作用在飞机上的合外力矩；飞机的转动惯量矩阵为：

I_x、I_y、I_z为飞机的转动惯量，I_xy、I_xz、I_yz为惯性积；设飞机的旋转角速度在机体坐标系中的分量形式为：

p、q、r分别为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，则H在体轴系中可表示为：

H_x、H_y、H_z分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量；

记合外力矩矢量M为：

式中L、M、N为合外力矩矢量在机体坐标系中的三个分量，分别为滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；

其中有：

分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量的导数

整理可得：

分别为飞机三轴角速率的导数

设飞机关于机体xoz平面对称，所以惯性积I_xy＝I_yz＝0；将上式变换可得：

l为滚转力矩，m为俯仰力矩，n为偏航力矩

C.质心移动的运动学方程

其中x,y,z为飞行器在地面坐标系下的位置，χ为飞行器的航迹偏航角；

D.绕质心转动的运动学方程

飞翼无人机所受的力和力矩的计算方式如下所示：

气动力包括侧力Y，阻力D和升力L，气动力矩包括滚转力矩

俯仰力矩

和偏航力矩

翼梢小翼采用柔性材料实现，首先对小翼在不同倾斜角时全机的静态特性做CFD数值模拟分析，在此基础上采用基于CFD/CSM弱耦合的方法进行弹性气动分析，进而获取飞机的气动弹性模型，并建立飞机的六自由度运动方程，结合实际试飞数据对上述模型或建模方法进行修正和改进。

3.根据权利要求1所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，步骤(2)的具体过程如下：

首先对贝叶斯模型预测与自主决策理论进行探索，研究找到一种适合的自主决策方法，使无人机能够自主明确飞行阶段，进而判明当前决定小翼倾角变化的主要因素，并结合多目优化理论实现对小翼倾斜角的自适应控制。

4.根据权利要求1所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，步骤(3)的具体过程如下：

小翼倾斜角的变化与方向舵、及其邻近的副翼呈强耦合作用；而与靠近翼根的三个升降副翼呈弱耦合作用；通过对飞机的气动弹性模型进行分析，将耦合作用仅仅简化为：小翼倾角-副翼耦合、小翼倾角-方向舵耦合的合理性，尽可能通过合理近似降低模型的耦合程度；

对于简化后的模型，提取其操纵面偏转角与三轴力矩的数学关系，通过多变量强耦合非线性控制分配理论实现对飞机操纵面的协调控制；在控制方法上，利用非线性动态逆控制方法进行非线性补偿控制，实现综合协调控制；在分配方法上，将分配问题描述为基于数学规划分配问题，利用数学规划方法进行求解，实现不可解耦条件下的多变量耦合非线性的协调控制。

5.根据权利要求2所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，

气动力和力矩模块应用来自飞行仿真系统内部的反馈数据计算稳定轴上的气动系数，最后计算出机体轴上的气动力和力矩，输出到飞机六自由度运动模型模块；气动力主要依据气动压力和稳定轴上的气动力系数计算而来；气动力系数计算公式分别为：

δ_i＝δ_e,δ_a,δ_r,δ_f，分别对应的是副翼、方向舵、升降舵和翼梢小翼产生的气动力系数,升力、阻力和侧力的计算公式分别为：

气动力矩依据气动压力和稳定轴上的气动力矩系数计算而来，其中俯仰力矩系数，滚转力矩系数，偏航力矩系数计算公式为：

δ_i＝δ_e,δ_a,δ_r,δ_f，分别对应的是副翼、方向舵、升降舵和翼梢小翼产生的气动力矩系数,俯仰力矩，滚转力矩，偏航力矩的计算公式分别为：

其中，ρ为空气密度，S为机翼面积，b为机翼展长，c为平均气动弦长；C_L、C_D、C_Y、C_m、C_l、C_n分别为飞行器的升力系数、阻力系数、侧力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数，C_L*、C_D*、C_Y*、C_m*、C_l*、C_n*分别为对应的空气动力学系数；接下来对飞行器进行动力学建模；以CFD计算获得的气动导数为基础，推导飞行器的六自由度非线性动力学模型。

6.根据权利要求2所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，气动弹性建模过程为：

1)实验平台与静态分析

小型无尾飞翼布局无人机的飞机机翼采用分段式设计，机翼外段能够便捷的拆卸/安装，保持飞机的主翼段不变，用具有翼梢小翼的翼段代替原外部翼段，从而建立新的实验平台；

对于小翼在不同倾斜角时的全机静态气动分析，采用数值模拟与试飞修正相结合的方法：利用计算机辅助设计与分析软件获得飞机的静态气动数据，在此基础上利用试飞采集的飞行数据进行修正，通过系统辨识方法获得精确的系统模型；

2)弹性分析与建模

采用CFD/CSM弱耦合方法,求解柔性机翼的非线性静气弹响应问题；基于弱耦合方法的思想，并采用准静态的假设，即假设机翼的变形过程是静止的，首先完成刚性机翼的气动分析，然后将收敛的气动载荷插值分布到结构有限元模型上，计算结构位移，再根据变形后的机翼外形生成新的机翼流场网格，重新进行气动分析，重复迭代以上过程，直至完成所有状态的分析。

7.根据权利要求3所述基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法，其特征在于，在结合多目优化理论实现对小翼倾斜角的自适应控制时，进行多目标的优化求解：首先建立翼梢小翼倾斜角与飞机升力、阻力、隐身特性和航向稳定性的约束关系，根据所判明的飞行阶段合理设置各约束权重，将多目标优化问题转变为单目标优化问题进行求解。

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