一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法与流程

本发明涉及一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，属于高速面对称飞行器控制领域。
背景技术：
：对于高速面对称飞行器，一般依赖较强的偏航静稳定性实现横侧向通道的稳定控制，较强的偏航静稳定特性需要通过复杂的侧向布局实现。当这类飞行器进行长时间飞行时，侧向部件长时间加热对防隔热压力较大，在现有技术能力下，易出现烧蚀问题导致外形的破坏，进而导致飞行器特性的改变，带来稳定控制问题。技术实现要素：本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，可简化飞行器侧向布局设计，降低侧向防隔热设计压力，同时实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明的技术解决方案是：一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动特性和控制设计方法，包括如下步骤：(1)设计飞行器气动布局，使飞行器气动特性满足LCDP>0，其中为偏航力矩系数对滚动舵偏的偏导数，LCDP为横侧向闭环控制稳定性判定参数；(2)飞行器控制采用滚动舵偏反馈倾侧角、偏航角速度和侧滑角，控制方程如下：δγ＝Kγγv+Kωyωy1+Kββ其中，Kγ、Kwy、Kβ分别为倾侧角反馈增益、偏航角速度反馈增益、侧滑角反馈增益，为偏航角速度，γv为倾侧角，δγ为滚动舵偏，β为侧滑角；(3)设计飞行器控制增益Kγ、Kwy、Kβ，使其满足-(Cmy1β+KβCmy1δγ)Cmy1δγtanα<Kγ<0,Kβ>-Cmy1βCmy1δγ,Kwy>0]]>其中，为偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，α为飞行器的飞行攻角。所述LCDP的计算公式如下：LCDP=Cmy1β-Cmx1β·Cmy1δγCmx1δγ]]>其中，为滚动力矩系数对侧滑角的偏导数，为滚动力矩系数对滚动舵偏的偏导数。本发明与现有技术相比具有如下有益效果：(1)本发明通过飞行器气动特性和控制策略的一体化设计，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，实现飞行器横侧向通道的稳定控制。(2)偏航静稳定特性要求的降低，可简化飞行器侧向布局设计，降低侧向防隔热设计压力，提高飞行可靠性。附图说明图1为偏航静稳定特性下，输入1°倾侧角指令后的系统状态响应曲线，其中(a)为倾侧角的响应曲线，(b)为侧滑角的响应曲线，(c)为偏航角速度的响应曲线，(d)为滚动角速度的响应曲线；图2为偏航静稳定特性下，输入1°倾侧角指令后的滚动舵偏曲线；图3为偏航静不稳定特性下，输入1°倾侧角指令后的系统状态响应曲线，(a)为倾侧角的响应曲线，(b)为侧滑角的响应曲线，(c)为偏航角速度的响应曲线，(d)为滚动角速度的响应曲线；图4为偏航静不稳定特性下，输入1°倾侧角指令后的滚动舵偏曲线；图5为本发明方法示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：为了简化飞行器侧向布局设计，提高飞行可靠性，如图5所示，本发明提出一种放宽偏航静稳定度的飞行器气动布局和控制策略设计方法，能够在降低对偏航静稳定特性要求的同时，仍然实现飞行器横侧向通道的稳定控制。本发明的实现原理如下：(1)建立飞行器横侧向通道开环状态方程如下：β·ω·x1ω·y1γ·v=0c1βc2β0b6g000b6p0000c1γc2γ0βωx1ωy1γv+00b8gb9gb8pb9p00δγδψ]]>式中，c1β＝sinα，c2β＝cosα，c1γ＝cosα，c2γ＝-sinαb6g=Cmx1βqSLJx1,b6p=Cmy1βqSLJy1,b8p=Cmy1δγqSLJy1,b8g=Cmx1δγqSLJx1]]>b9p=Cmy1δψqSLJy1,b9g=Cmx1δψqSLJx1]]>β：侧滑角ωx1：滚动角速度ωy1：偏航角速度γv：倾侧角δγ：滚动舵偏δψ：方向舵偏α：飞行攻角q：飞行动压S、L：飞行器参考面积、参考长度滚动力矩系数对侧滑角的偏导数偏航力矩系数对侧滑角的偏导数偏航力矩系数对滚动舵偏的偏导数滚动力矩系数对滚动舵偏的偏导数偏航力矩系数对方向舵偏的偏导数滚动力矩系数对方向舵偏的偏导数；Jy1、Jx1：偏航转动惯量、滚动转动惯量。(2)确定控制策略，即用滚动舵偏反馈倾侧角、偏航角速度和侧滑角，控制方程如下：δγ＝Kγγv+Kωyωy1+Kββ式中，Kγ,Kwy,Kβ分别为倾侧角反馈增益，偏航角速度反馈增益，侧滑角反馈增益，为偏航角速度，γv为倾侧角，δγ为滚动舵偏，β为侧滑角；(3)将步骤(2)的控制方程带入到步骤(1)的开环状态方程中，得到飞行器横侧向通道闭环状态方程如下：β·ω·x1ω·y1γ·v=0sinαsinα0b6g+Kβb8g0Kωyb8gKγb8gb6p+Kβb8p0Kωyb8pKγb8p0cosα-sinα0βωx1ωy1γv]]>(4)推导得到闭环状态方程稳定的充要条件如下LCDP>0,Cmy1δγ<0-(Cmy1β+KβCmy1δγ)Cmy1δγtanα<Kγ<0,Kβ>-Cmy1βCmy1δγ,Kwy>0]]>(5)基于上述充要条件，设计飞行器气动布局，使飞行器气动特性满足：a)保证较大的滚转稳定性和滚动舵偏产生偏航力矩的能力b)和均不宜过大；c)LCDP>0，其中LCDP为横侧向闭环控制稳定性判定参数，(6)基于上述充要条件，设计飞行器控制增益，使其满足-(Cmy1β+KβCmy1δγ)Cmy1δγtanα<Kγ<0,Kβ>-Cmy1βCmy1δγ,Kw>0.]]>本发明方法选取典型飞行工况下气动特性参数进行仿真验证。弱偏航静稳定性下，气动特性参数即满足LCDP>0，相应的有利用本发明方法设计飞行器控制增益Kβ＝5，Kγ＝-0.5，Kwy＝5，输入1°的倾侧角指令，偏航静稳特性对应的系统状态响应曲线及滚动舵偏曲线分别如图1、图2所示。图1中(a)为倾侧角的响应曲线，(b)为侧滑角的响应曲线，(c)为偏航角速度的响应曲线，(d)为滚动角速度的响应曲线。在进一步放宽偏航静稳定度的条件下，设计偏航静不稳定特性下的气动特性参数即满足LCDP>0，相应的有设计飞行器控制增益Kβ＝5，Kγ＝-0.5，Kwy＝5，输入1°的倾侧角指令，偏航静不稳定特性对应的系统状态响应曲线及滚动舵偏曲线分别如所示图3、图4所示。图3中(a)为倾侧角的响应曲线，(b)为侧滑角的响应曲线，(c)为偏航角速度的响应曲线，(d)为滚动角速度的响应曲线。从图中可以看出，本发明给出的气动特性及控制设计方法，可实现弱偏航静稳定性下以及偏航静不稳定特性下飞行器的稳定控制。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页1 2 3