[发明专利]一种靶机飞控系统及飞行控制方法

说明书

技术领域

本发明属于飞行器的飞行控制领域，特别涉及一种靶机飞控系统及飞行控制方法。

背景技术

靶机飞控系统是一个典型的非线性、强耦合、多变量的系统，各变量的细微变化对靶机的飞行姿态、飞行方向、飞行高度、飞行升力及动力等均有影响，如何使靶机保持高升力，高稳定性的飞行状态是目前靶机领域急需解决的技术问题；多数靶机是在机翼上安装高升力装置，其主要包括前缘襟翼和后缘襟翼；目前国内对靶机高升力装置的操作方法都是通过飞行员手动操作，从而控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动。工作负担繁重，一旦靶机处于失速迎角状态，或者是误操作，飞行员很难反应过来，进而影响飞行安全。

CN103744430公开了一种小型无人直升机飞行控制方法，其通过无人直升机飞行控制系统来实现飞行控制过程，该方法包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、飞行控制单元等，该控制方法能够提高靶机的自适应避障飞行能力，使其能在超视距范围内根据预置指令工作，并在突遇发动机空中熄火时能够利用降落伞缓慢降落；CN103287574公开了一种飞机增升装置控制方法，其是通过增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。由于靶机的升力主要是由机翼来提供的，所以机翼的面积是影响靶机升力的重要指标之一，现有技术中在机翼中增加前缘襟翼和后缘襟翼就是为了增加机翼的面积从而提高靶机的升力，起到控制靶机稳定飞行的目的。然而现有技术中公开的前缘襟翼和后缘襟翼收起或放下或摆动多是通过手动，也有根据高升力装置的偏角来控制的，但是这些飞控系统不能够精确地控制前缘襟翼和后缘襟翼摆动的时机，也不能够确定摆动多少角度就能够使靶机从失速迎角的状态转换成大迎角的飞行状态。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明提供一种靶机飞控系统，其能够在节省靶机飞行动力的同时，使其长时间地处于大迎角的飞行状态，并且该飞控系统实现了通过测量靶机的机翼面积来实现自动控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动及控制摆动的角度。

本发明具体技术方案如下：

本发明提供一种靶机飞控系统，其包括飞行执行单元、传感器单元及飞行控制单元，其中所述飞行执行单元包括机身，对称设置在机身两侧的机翼和设置在机翼内的推力矢量发动机；所述每个机翼的前缘和后缘分别设有前缘襟翼槽和后缘襟翼槽，所述前缘襟翼槽和后缘襟翼槽内分别设有结构相同的前缘襟翼和后缘襟翼；所述前缘襟翼和后缘襟翼能够相对机翼摆动，且摆动的角度相同；

所述传感器单元包括设置在机翼上的气流方向传感器、飞行速度传感器、空气密度传感器和飞行转速传感器；

所述飞行控制单元包括主控器，分别与主控器相连的气流方向接收模块、空气密度接收模块、飞行速度接收模块、飞行转速接收模块、计算模块、判断模块及飞行转速推断模块和摆动角度控制模块；所述主控器用于储存靶机的基本参数，包括靶机的翼弦值、机翼面积、前缘襟翼面积、后缘襟翼面积、临界迎角、机翼上下表面压力差；所述气流方向接收模块用于接收气流方向传感器采集的气流方向；所述空气密度接收模块用于接收空气密度传感器采集的空气密度；所述飞行速度接收模块用于接收飞行速度传感器采集的飞行速度；所述飞行转速接收模块用于接收飞行转速传感器采集的飞行转速；所述计算模块用于计算靶机的一些参数；所述判断模块用于判断迎角是否是临界迎角，进而判断靶机是否处于失速迎角状态；所述飞行转速推断模块用于推断出靶机克服失速迎角状态所需的飞行转速；所述摆动角度控制模块用于控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动角度。