[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

说明书

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。

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：