[發明專利]基于可達平衡集的戰斗機大迎角特性分析方法

在審

• 申請號: 201910558989.0
• 申請日: 2019-06-26
• 公開（公告）號: CN110348081A
• 公開（公告）日: 2019-10-18
• 發明（設計）人: 余朝軍;季雨璇;甄子洋;姜斌;薛藝璇;江駒
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 陳國強

本發明公開了一種基于可達平衡集的戰斗機大迎角特性分析方法，包括以下步驟：步驟1，當戰斗機處于大迎角飛行狀態時，根據戰斗機的機動動作的特性，對機動動作加以約束，得到機動約束方程；步驟2，將飛機狀態方程與機動約束方程共同組成增廣矩陣方程，通過求解該增廣矩陣方程得到約束條件下的狀態量，判斷穩定狀態與其對應控制在機動約束參數向量的約束下，是否都收斂到狀態和控制變量的內部點。

技術領域

本發明涉及基于可達平衡集的戰斗機大迎角特性分析方法，屬于航空特性分析技術領域。

背景技術

戰斗機是空戰的主要機種，在對地與對空戰斗中都占有不可代替的地位。戰斗機進行超機動飛行過程中，為了實現飛機快速機頭指向和搶先發射空對空戰術導彈，必須要求飛機繞速度軸滾轉，而不是繞機體軸滾轉。因為飛機不繞其慣性軸也就是機體軸轉動，所以會產生額外的慣性耦合力矩。

在進行超機動動作時，戰斗機務必會主動或被動的進入大迎角區域飛行，在大迎角條件下，氣動和飛行特性發生了很大變化，如空氣動力的非線性、不對稱、交叉耦合等，并出現許多特殊的飛行現象。由慣性耦合產生的俯仰力矩會削弱飛機下俯的操縱效能，偏航力矩會阻止飛機繞速度軸滾轉，滾轉力矩雖然相對于另兩個慣性力矩來說非常小，但也對飛機的操縱造成不利影響。在飛機過失速機動過程中，大迎角下繞速度軸滾轉運動能夠實現機頭快速指向，但過大的繞速度軸滾轉角速度會使飛機的穩定性和操縱效能下降，無法完成規定的機動動作，若操縱不好，極易出現不可控的偏離現象，進而進入到更加危險不可控的尾旋狀態，甚至會導致飛機失控。飛機在進行縱向和橫側操縱時，也有可能使得飛機進入到危險的失速甚至尾旋狀態，這是飛機設計人員和飛行員最不愿意看到的情況。

迎角指飛機飛行速度方向在地面的投影與機翼翼弦的夾角。飛行迎角在較小的時候升力大于阻力，而超過一定角度則升力小于阻力，超過臨界迎角則失去升力。將升力小于阻力到失去升力這個階段的迎角稱為“大迎角飛行狀態”。大迎角飛行角度根據飛機設計有所不同，無法給出具體數值，但一般飛機飛行迎角僅在幾度左右，本發明中的大迎角是指50°以上。

綜上，現有技術中缺乏針對大迎角下戰斗機的特性分析方法，無法滿足戰斗機在大迎角下飛行的安全性和高效性，不能預測戰斗機大迎角下飛行的安全范圍，為飛行員在操縱飛機時提供指導。

發明內容

本發明的目的是提供一種基于可達平衡集的戰斗機大迎角特性分析方法，針對戰斗機進行超機動動作進入大迎角狀態時，判定戰斗機危險邊界，并加以保護，保證飛行員在大迎角過失速機動過程中能夠安全可控的操縱飛機。

為實現上述目的，本發明采用的技術方案為：

一種基于可達平衡集的戰斗機大迎角特性分析方法，包括以下步驟：

步驟1，當戰斗機處于大迎角飛行狀態時，根據戰斗機的機動動作的特性，對機動動作加以約束，得到機動約束方程；

步驟2，將飛機狀態方程與機動約束方程共同組成增廣矩陣方程，通過求解該增廣矩陣方程得到約束條件下的狀態量，判斷穩定狀態與其對應控制在機動約束參數向量的約束下，是否都收斂到狀態和控制變量的內部點。

所述步驟1中，戰斗機的機動動作的特性包括俯仰機動、繞速度軸滾轉角速率機動。

對于俯仰機動，考慮在進行俯仰機動過程中的狀態邊界值，選擇約束為(α,β,Ω)，約束內的狀態集即為可達平衡集，機動約束方程表示為：

α＝α_y

β＝β_y

Ω＝0