基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法技术

本发明专利技术属于系统等效拟合领域，涉及基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法。本发明专利技术首先搭建其横航向动力学模型，基于该模型进行线性化分析，并作出幅值相角曲线；然后基于该幅值相角曲线，结合横航向待等效拟合的系统构型，对待拟合系统参数进行等效拟合，得到的系统等效拟合结果对应于飞机的横航向操稳飞行品质参数，从而对飞机的横航向飞行品质进行评价和分析。本发明专利技术提供了一种频域系统辨识，从而进行飞行品质分析的工程实用方法。实用方法。实用方法。

【技术实现步骤摘要】
基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法


[0001]本专利技术属于控制系统频域等效拟合领域，涉及基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法。

技术介绍

[0002]飞行品质与飞行安全密切相关，也是评价飞机飞行质量的重要指标。一个优秀的飞机不仅要具备良好的结构强度、飞行性能和先进的机载设备，还要具备出色的飞行品质。飞机的飞行品质对于发挥其飞行性能至关重要。
[0003]早期的飞机是静态不稳定的，需要飞行员通过操纵来保持平衡，这增加了飞行员的操作负荷。1903年，莱特兄弟专利技术了世界上第一架载人飞机，但由于当时对飞行品质的认识不足，对飞机重心和气动焦点的关系等了解不深，飞机很难操控，容易发生事故。随着航空事业的发展，人们越来越重视飞行品质。现代飞机的设计不仅考虑稳定性，还注重操纵性，采用气动补偿方法，使飞机既稳定又易于操控，明显改善了飞行品质。
[0004]随着技术的进步，现代飞机在气动布局和动力系统等方面采用了许多新技术，使得飞机的动力学模型变得非常复杂，传递函数高达50至70阶甚至更高。因此，对于高阶飞机动力学模型的飞行品质研究变得困难。为了解决这个问题，可以将高阶系统动力学模型等效为低阶系统进行研究，同时获得系统特性参数可以对应到已有的飞行品质手册中去。等效系统是指将高阶系统的响应特性近似为低阶系统的操纵反应特性。利用控制系统频域等效拟合技术计算出等效系统的未知参数值。
[0005]飞机的飞行品质研究通常分为纵向飞行品质和横航向飞行品质两个方面。横航向飞行品质研究涉及到飞机的滚转运动(左右倾斜)、偏航运动(左右摆头)以及横移运动。与纵向飞行品质相比，飞机的横航向运动涉及的气动力和力矩更加复杂，影响因素也不像纵向运动那样清晰明了，因此对于横航向飞行品质的分析更加困难。
[0006]飞机的飞行品质是指飞行器本身的品质或特性，它决定了飞行员能否顺利、精确地完成指定的飞行任务所要求的各种具体操作。在飞机的飞行品质中，稳定性和操纵性是两个重要方面。稳定性与飞机的安全性密切相关，而操纵性则涉及到飞机的操纵灵活性和响应性。横航向飞行品质研究主要关注飞机绕纵向平面内两个正交轴的转动(滚转运动和偏航运动)以及沿与纵向平面垂直的轴的移动(横移)。飞机的横航向运动通常是相对复杂的运动，其中包括荷兰滚运动、螺旋等典型横航向运动模态。与横航向运动相关的气动力特性，尤其是力矩的变化非常复杂。为了确保飞机的安全性和操纵性，对飞机的横航向飞行品质进行研究是非常有意义的。目前的规范中有许多关于飞机横航向飞行品质评价指标的规定，但没有给出计算相关评价指标的算法。同时，对于气动舵和燃气舵复合控制的情况，并没有相关的横航向飞行品质评估分析方法。因此，基于等效拟合的燃气舵/气动舵复合控制飞行品质评估方法十分有工程实际意义。

技术实现思路

[0007]在评价复合控制的燃气舵和气动舵飞机飞行品质时，由于系统状态方程阶数高，同时涉及到控制分配，因此针对这类飞机的飞行品质分析问题，难以用数学方法对系统传递函数进行表示，无法得到其横航向系统的特性参数。为解决上述问题，本专利技术提供基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制飞行品质评估方法。首先搭建其横航向动力学模型，基于该模型进行线性化分析，做出幅值相角曲线；然后基于该幅值相角曲线，结合横航向待等效拟合的系统构型，对待拟合系统参数进行拟合，得到的系统等效拟合结果对应于飞机的横航向操稳飞行品质参数，从而对飞机的横航向飞行品质进行评价和分析。
[0008]本专利技术的技术方案：
[0009]基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法，包括基于燃气舵和气动舵作动的飞机复合控制建模、燃气舵和气动舵飞机复合控制的横航向系统等效拟合和横航向系统特性参数品质评估与分析。具体如下：
[0010](1)基于燃气舵和气动舵作动的飞机复合控制建模
[0011](1.1)建立坐标系
[0012]针对飞机运动特点及气动特性，做出合理假设，简化飞机动力学建模过程：
[0013]①
忽略地球自转和公转运动。
[0014]②
忽略地球曲率。
[0015]③
忽略弹性变形的影响。
[0016]④
飞行高度不影响重力加速度的值。
[0017]为了确切地描述飞机的运动状态以及对飞机进行受力分析，必须选择合适的坐标系，本专利技术在建模过程中主要使用了地面坐标系、机体坐标系和速度坐标系，各坐标系定义均为苏联坐标体系。
[0018]地面坐标系：地面坐标系原点o
e
取飞机的起飞点，轴o
e
x
e
指向飞机初始航线方向，o
e
y
e
垂直地面向上，o
e
z
e
垂直于o
e
x
e
y
e
向右，一般采用地面坐标系描述飞机位置关系。
[0019]机体坐标系：机体坐标系原点o取在飞机的质心处，三个坐标轴与飞机固连。ox
b
轴位于飞机的对称平面内，与机身轴线一致，指向前方；oy
b
位于飞机对称平面并垂直于ox
b
，向上为正，oz
b
垂直于ox
b
y
b
平面，向右为正。
[0020]速度坐标系：速度坐标系原点o取在飞机质心处，ox
a
轴与飞机质心瞬时空速方向重合，oy
a
轴处于飞机对称平面内，垂直于ox
a
轴向上为正，oz
a
轴垂直于ox
a
y
b
平面，向右为正。
[0021](1.2)运动参数定义
[0022]飞机运动状态相关参数及其方向定义如下：
[0023]速度V：速度坐标系中，沿ox
a
向前为正；
[0024]前向速度V
x
：机体坐标系中，沿ox
b
向前为正；
[0025]垂向速度V
y
：机体坐标系中，沿oy
b
向上为正；
[0026]侧向速度V
z
：机体坐标系中，沿oz
b
向右为正；
[0027]迎角α：空速在机体系下方为正，其表达式如下：
[0028][0029]侧滑角β：空速在机体系右侧为正，其表达式如下：
[0030][0031]滚转角γ：在机体坐标系中，向右滚转为正；
[0032]滚转角速率ω
x
：正方向与滚转角正方向定义一致
[0033]偏航角ψ：在机体坐标系中，机头左偏为正；
[0034]偏航角速率ω
y
：正方向与偏航角正方向定义一致
[0035]俯仰角在机体坐标系中，飞机抬头为正；
[0036]俯仰角速率ω
z...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于等效拟合的燃气舵和气动舵复合控制横航向飞行品质评估方法，其特征在于，包括基于燃气舵和气动舵作动的飞机复合控制建模、燃气舵和气动舵飞机复合控制的横航向系统等效拟合和横航向系统特性参数品质评估与分析；具体如下：(1)基于燃气舵和气动舵作动的飞机复合控制建模(1.1)建立坐标系地面坐标系：地面坐标系原点o
e
取飞机的起飞点，轴o
e
x
e
指向飞机初始航线方向，o
e
y
e
垂直地面向上，o
e
z
e
垂直于o
e
x
e
y
e
向右，采用地面坐标系描述飞机位置关系；机体坐标系：机体坐标系原点o取在飞机的质心处，三个坐标轴与飞机固连；ox
b
轴位于飞机的对称平面内，与机身轴线一致，指向前方；oy
b
位于飞机对称平面并垂直于ox
b
，向上为正，oz
b
垂直于ox
b
y
b
平面，向右为正；速度坐标系：速度坐标系原点o取在飞机质心处，ox
a
轴与飞机质心瞬时空速方向重合，oy
a
轴处于飞机对称平面内，垂直于ox
a
轴向上为正，oz
a
轴垂直于ox
a
y
b
平面，向右为正；(1.2)运动参数定义飞机运动状态相关参数及其方向定义如下：速度V：速度坐标系中，沿ox
a
向前为正；前向速度V
x
：机体坐标系中，沿ox
b
向前为正；垂向速度V
y
：机体坐标系中，沿oy
b
向上为正；侧向速度V
z
：机体坐标系中，沿oz
b
向右为正；迎角α：空速在机体系下方为正，其表达式如下：侧滑角β：空速在机体系右侧为正，其表达式如下：滚转角γ：在机体坐标系中，向右滚转为正；滚转角速率ω
x
：正方向与滚转角正方向定义一致偏航角ψ：在机体坐标系中，机头左偏为正；偏航角速率ω
y
：正方向与偏航角正方向定义一致俯仰角θ：在机体坐标系中，飞机抬头为正；俯仰角速率ω
z
：正方向与俯仰角正方向定义一致前飞距离S
g
：在地面坐标系中，沿o
e
x
e
向前为正高度h：在地面坐标系中，沿o
e
y
e
向上为正；侧向距离z：在地面坐标系中，沿o
e
z
e
向右为正；(1.3)坐标系转换根据坐标转换定理，得出由地面坐标系转换到机体坐标系的矩阵L(γ,θ,ψ)如下式；
速度坐标系与机体坐标系之间的转换结果L(α,β)如下式所示：(1.4)燃气舵作动力和力矩建模燃气舵位于发动机喷口，通过改变发动机喷口偏转角度从而实现横航向矢量推力；燃气舵负责偏航偏转，控制偏航通道；因此，建立燃气舵偏转的数学模型，燃气舵右偏为正；设燃气舵右偏，产生矢量推力，其在各个坐标轴的分量为：T
tvx
、T
tvy
和T
tvz
；规定燃气舵等效偏航舵为δ
vy
；矢量推力作用点O
t
相对于重心位置O
c
在x、y、z方向的距离分别为l
x
、l
y
、l
z
；将燃气舵产生的推力分解到三个机体坐标轴上得到燃气舵偏转时的力和力矩模型：式中，T为发动机不偏转时产生的推力大小；矢量推力作用点O
t
在机体坐标系下到质心O
c
的距离分别为l
x
、l
y
、l
z
，那么燃气舵引起的三轴偏转力矩，其中M
xt
为滚转力矩，M
yt
为偏航力矩，M
zt
为俯仰力矩，则各项表示为如下形式，即燃气舵力矩模型：如果推力作用点在飞机纵向对称面内，即l
z
＝0，则对燃气舵力矩模型进行简化：(1.5)燃气舵/气动舵飞机受力分析
①
重力在地面坐标系中，重力G的表达式如下：
G＝[0
ꢀ‑
mg 0]
T
式中，m为飞机当前质量，g为当地重力加速度；
②
推力燃气舵产生的推力和力矩为：T
tvx
＝Tcosδ
vy
T
tvy
＝0T
tvz
＝
‑
Tsinδ
vy
M
xt
＝T
tvz
l
y
M
yt
＝
‑
T
tvz
l
x
M
zt
＝
‑
T
tvx
l
y
③
气动力飞机在飞行过程中，受到的力沿速度坐标系分解为三个分量，分别称之为阻力D、升力L和侧向力Z；由于压心与质心的位置关系，气动力在机体坐标系中分别产生的力矩根据其转动轴来区分，分别称之为气动滚转力矩M
xq
、气动偏航力矩M
yq
与气动俯仰力矩M
zq
，其定义与表达式如下：R＝[
‑
D L Z]M
q
＝[M
xq M
yq M
zq
]上述气动力及力矩表示为：式中，c
x
,c
y
,c
z
和m
x
,m
y
,m
z
分别表示无量纲气动力系数和力矩系数，δ
x
表示副翼偏转角度，δ
y
表示方向舵偏转角度，δ
z
为升降舵偏转角度，q为作用在飞机上的力与来流的动压，S为机体参考面积，l为气动弦长，Ma为飞机的马赫数，H为飞机的高度；...

【专利技术属性】
技术研发人员：阮仕龙，刘凯，董哲，霍少泽，周大鹏，王业光，李贺琦，王世鹏，曲晓雷，侯铮，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：