[發(fā)明專利]一種確定多操縱面飛機(jī)超視距階段各操縱面使用優(yōu)先級(jí)的方法

無(wú)效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201110321592.3
• 申請(qǐng)日: 2011-10-20
• 公開（公告）號(hào): CN102390524A
• 公開（公告）日: 2012-03-28
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉艷;高正紅;顏世偉;豆國(guó)輝
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C13/16
• 分類號(hào): B64C13/16
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 陳星

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行控制領(lǐng)域，具體為一種確定多操縱面飛機(jī)超視距階段各操縱面使用優(yōu)先級(jí)的方法。

背景技術(shù)

傳統(tǒng)布局飛機(jī)的三種操縱面，包括升降舵、副翼及方向舵，分別對(duì)應(yīng)俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航三個(gè)方向的姿態(tài)控制，操縱面的個(gè)數(shù)與操縱期望參數(shù)個(gè)數(shù)相等，操縱方式唯一。而現(xiàn)代新型飛機(jī)為了滿足期望的性能要求，普遍引入了一些新的操縱面。例如，為了獲得大迎角機(jī)動(dòng)性引入了近耦合鴨翼；為獲得過(guò)失速機(jī)動(dòng)性與操縱性，引入了推力矢量；為改善起飛著陸性能引入了增升裝置；為改善隱身性能對(duì)尾翼進(jìn)行了修改，甚至取消尾翼；為了增強(qiáng)高隱身無(wú)尾布局飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性，引入了全動(dòng)翼尖(All?Moving?Tips)、嵌入面(Spoiler?Slot?Deflectors)、前緣被動(dòng)孔隙(Leading?Edge?Passive?Porosity)及阻力方向舵(Split?Drag?Rudder)等新型操縱面等等。多操縱面的引入給飛機(jī)帶來(lái)期望性能的同時(shí)，也給飛行控制設(shè)計(jì)帶來(lái)了難題：操縱面的個(gè)數(shù)大于被控量，存在無(wú)窮多種操縱方式，必須采用控制分配來(lái)解決操縱冗余的問(wèn)題。

早期的控制分配方法是通過(guò)指定操縱面組合來(lái)實(shí)現(xiàn)，即根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，指定確定的操縱面實(shí)現(xiàn)操縱要求。而目前國(guó)內(nèi)外研究人員對(duì)控制分配方法的研究主要集中在控制分配算法上，指標(biāo)方面主要考慮的是控制性能和少量飛行性能，并沒(méi)有根據(jù)不同飛行任務(wù)的特點(diǎn)考慮相應(yīng)的性能指標(biāo)，所以現(xiàn)有研究的控制分配方法尚處于嘗試將一種控制分配算法應(yīng)用于飛機(jī)的階段。

而實(shí)際上，對(duì)于多操縱面控制分配問(wèn)題，除了要研究控制分配算法外，確定各操縱面的使用優(yōu)先級(jí)也是亟待研究的內(nèi)容。多操縱面飛機(jī)能夠采用多種操縱方式都達(dá)到操縱要求，但不同操縱方式產(chǎn)生的代價(jià)也是不同的，這主要是因?yàn)椋紫炔倏v面偏轉(zhuǎn)除了能產(chǎn)生操縱力矩，還會(huì)對(duì)飛機(jī)的升阻特性產(chǎn)生影響，從而影響飛機(jī)的飛行性能，如果選用了過(guò)于影響飛機(jī)升阻特性的操縱方式，就會(huì)影響飛機(jī)的飛行性能；其次，操縱面舵機(jī)的偏角、偏轉(zhuǎn)速率都是有限的，因此操縱面所產(chǎn)生的操縱力矩是有限的，達(dá)到期望的操縱力矩也需要一定的時(shí)間，如果過(guò)多選用舵機(jī)偏轉(zhuǎn)速率較低的操縱面，雖然最終仍能達(dá)到期望的操縱力矩，但會(huì)使飛機(jī)的操縱響應(yīng)較慢，從而影響飛機(jī)飛行品質(zhì)和敏捷性的發(fā)揮。此外，從提高可靠性和降低控制分配復(fù)雜程度的角度而言，參與控制的操縱面應(yīng)當(dāng)在滿足操縱要求的前提下盡可能少。所以，需要根據(jù)不同飛行階段對(duì)飛機(jī)飛行性能的需求，確定各操縱面的優(yōu)先級(jí)，從而能夠在存在多種操縱方式的情況下，選擇使用優(yōu)先級(jí)高的操縱面，降低操縱過(guò)程中的不利代價(jià)，提高飛行性能。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問(wèn)題

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種確定多操縱面飛機(jī)超視距階段各操縱面使用優(yōu)先級(jí)的方法，根據(jù)超視距階段對(duì)飛機(jī)飛行性能的需求，確定各操縱面的使用優(yōu)先級(jí)。

技術(shù)方案

超視距(Beyond?Visual?Range)空戰(zhàn)飛行階段是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)空戰(zhàn)的重要階段。一般認(rèn)為，空戰(zhàn)距離達(dá)到8千米以上就稱為超視距空戰(zhàn)階段，在這一階段中，對(duì)飛機(jī)的巡航能力要求較高，所以應(yīng)當(dāng)使用對(duì)升阻特性有利的操縱面。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種確定多操縱面飛機(jī)超視距階段各操縱面使用優(yōu)先級(jí)的方法，其特征在于：采用J_δi＝R_mδi((L/D)_δi-(L/D)₀)確定同一馬赫數(shù)飛行狀態(tài)下各操縱面使用優(yōu)先級(jí)，J_δi表示第i個(gè)操縱面的使用優(yōu)先級(jí)，ΔC_mδi為第i個(gè)操縱面的俯仰操縱效能，ΔC_mδ0為基準(zhǔn)操縱面的俯仰操縱效能，基準(zhǔn)操縱面為多操縱面飛機(jī)中的任意一個(gè)操縱面；C_L0為飛機(jī)無(wú)操縱面偏轉(zhuǎn)時(shí)的升力系數(shù)，C_D0為飛機(jī)無(wú)操縱面偏轉(zhuǎn)時(shí)的阻力系數(shù)，ΔC_Lδi為第i個(gè)操縱面偏轉(zhuǎn)單位角度后產(chǎn)生的附加升力系數(shù)，ΔC_Dδi為第i個(gè)操縱面偏轉(zhuǎn)單位角度后產(chǎn)生的附加阻力系數(shù)。

有益效果

本發(fā)明提出了一種確定多操縱面飛機(jī)超視距空戰(zhàn)階段各操縱面使用優(yōu)先級(jí)的方法，該方法體現(xiàn)出了在超視距空戰(zhàn)階段，飛機(jī)對(duì)巡航能力要求，并能夠結(jié)合要求確定出飛機(jī)各操縱面的使用優(yōu)先級(jí)，使得在存在多種操縱方式的情況下，可以選擇使用優(yōu)先級(jí)高的操縱面，降低操縱過(guò)程中的不利代價(jià)，提高飛機(jī)超視距階段飛行性能。

附圖說(shuō)明

圖1：實(shí)施例中采用的算例飛機(jī)示意圖；