[发明专利]一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法

权利要求书

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。