[发明专利]一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法

说明书

本发明公开了一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，具体为：在飞行器副翼舵通道中引入滚转角速率P信号和侧滑角信号β，得到副翼舵通道的增稳控制器；在飞行器阻力方向舵通道中引入偏航角速率R、侧滑角信号β，得到方向舵通道的增稳控制器；副翼舵通道的增稳控制器和方向舵通道的增稳控制器共同控制飞行器横侧向稳定。本发明使飞行器的滚转和偏航运动相匹配，保证飞行器拥有稳定良好的荷兰滚阻尼比。

技术领域

本发明属于航空器飞行控制技术领域，尤其涉及一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法。

背景技术

针对横侧向静不稳定的飞翼布局飞行器控制技术，目前主要采用两种比较常见的控制方案，一是在飞翼布局飞行器机背上左右各增加一片“小垂尾”，起到增强飞行器的静稳定性目的，但这种不得已而为之的控制方案不仅增加阻力、增加结构重量以及破坏隐身性能，而且加剧了飞行器对侧风的反应，降低了飞行器的整体性能。采用这种比较典型的控制方案如美国初代飞翼布局的F117夜莺攻击机；二是采用开裂固定角度的方向舵，这种控制方案是以牺牲升阻特性为代价，起到类似于垂尾的作用，这种控制方式完全失去了飞翼高升阻比的特点，总体来说，目前针对飞翼布局飞行器无论采用上述哪种方式，均属于折中的办法，因此飞翼布局飞行器亟需一种简单有效的増稳控制方法，实现其安全可靠飞行。

发明内容

发明目的：为解决现有技术中针对横侧向静不稳定的飞翼布局飞行器进行控制时，存在破坏飞行器隐身性能、增加了飞行器的重量等问题，本发明提供一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法。

技术方案：本发明提供了一种静不稳定的飞翼布局飞行器增稳控制方法，该方法具体包括如下步骤：

步骤1：在飞行器副翼舵通道中引入滚转角速率P信号，从而设计阻尼器；

步骤2：在飞行器副翼舵通道中引入侧滑角信号β，从而设计滚转增稳系统；

步骤3：在飞行器阻力方向舵通道中引入偏航角速率R，从而设计航偏阻尼器；

步骤4：在飞行器阻力方向舵通道中引入侧滑角信号β、飞行器迎角α，从而设计航向增稳系统；

步骤5：将步骤1和2中的阻尼器和滚转增稳系统共同作用于飞行器的副翼舵通道，得到副翼舵通道的增稳策略；将步骤3和步骤4中的航偏阻尼器和航向增稳系统共同作用于飞行器的方向舵通道，得到方向舵通道的增稳策略；所述副翼舵通道的增稳策略和方向舵通道的增稳策略形成飞行器的横侧向增稳策略，控制飞行器横侧向稳定。

进一步的，所述步骤1中的阻尼器为：

阻尼器＝K₁P

其中K₁为飞行器的滚转阻尼比例系数。

进一步的，所述步骤2中的滚转增稳系统：

航向增稳系统＝K₂β

其中K₂为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。

进一步的，所述步骤5中的副翼舵通道的增稳策略，也即副翼舵通道的输入指令δ_A，具体为：

δ_A=阻尼器+航向增稳系统=K₁P+K₂β

其中K₁为飞行器的滚转阻尼比例系数、K₂为飞行器的滚转静稳定性增稳系数。

进一步的，所述步骤3中航偏阻尼器为：

航偏阻尼器＝K₃R

其中，K₃为飞行器的航偏阻尼比例系数。