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

本发明专利技术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。调控制。调控制。

【技术实现步骤摘要】
一种基于柔性自适应翼梢小翼的变稳隐身飞机控制方法


[0001]本专利技术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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]本专利技术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。本专利技术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。
[0004]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
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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，本专利技术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。

技术实现思路

[0005](一)解决的技术问题
[0006]针对在无尾飞翼飞机航向稳定性和操纵性的不足，本专利技术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。
[0007](二)技术方案
[0008]本专利技术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。本专利技术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。
[0009]为了实现上述技术目的，本专利技术的技术方案包括了以下步骤：
[0010]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：
[0011](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；
[0012](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；
[0013](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。
[0014]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：
[0015]A、飞行器质心移动的动力学方程组
[0016][0017]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。
[0018]B、绕质心转动的动力学方程
[0019]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：
[0020][0021]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：
[0022][0023]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：
[0024][0025]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：
[0026][0027]H
x
、H
y
、H
z
分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量。
[0028]记合外力矩矢量M为：
[0029][0030]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。
[0031][0032]其中有：
[0033][0034]分别为飞机动量矩在机体轴三轴上的分量的导数
[0035]整理可得：
[0036][0037]分别为飞机三轴角速率的导数
[0038]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：
[0039][0040][0041][0042]l为滚转力矩，m为俯仰力矩，n为偏航力矩
[0043]C.质心移动的运动学方程
[0044][0045][0046][0047]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。
[0048]D.绕质心转动的运动学方程
[0049][0050][0051][0052]飞翼无人机所受的力和力矩的计算方式如下所示：
[0053]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
[0054]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。
[0055]本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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：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：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：＝0；将上式变换可得：＝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C.质心移动的运动学方程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
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副翼耦合、小翼倾角
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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...

【专利技术属性】
技术研发人员：林鹏，王业光，王世鹏，张登辉，
申请(专利权)人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：