一种基于推演导数的过失速机动迎角控制方法与流程

本发明属飞行控制技术，涉及一种基于推演导数的过失速机动迎角控制方法。

背景技术：

过失速机动是指歼击机在亚音速的状态下(一般在0.2-0.6ma)，迅速拉杆，使迎角迅速增大，达到失速仰角(约30°～40°)，并在减速过程中达到迎角70°-90°。在失速状态下，歼击机还可以绕纵轴、立轴和横轴转动。通过过失速机动可以使飞行包线得到扩充、增强规避机动的能力有效摆脱导弹追踪、提高作战效率增强近距格斗能力。目前普遍采用俯仰速率和迎角来控制纵向，但是由于过失速机动过程中大迎角区域气动特性复杂，无法保证迎角与期望响应保持一致。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是：提供一种基于推演导数的过失速机动迎角控制方法，在过失速机动过程中，通过加入迎角变化率有效预测和稳定迎角的响应，减小战机升降舵以及推失偏度，提高战机机动特性，确保过失速机动动作的有效完成，保证机动安全性。

本发明的技术方案是：一种基于推演导数的过失速机动迎角控制方法，通过迎角全量导数的推演公式，在内回路控制律中引入姿态和速度信号，并与速率陀螺和加速度计传感器信号相融合，形成迎角变化率反馈信号，与迎角信号一起共同实现对纵向迎角的有效控制，改善了迎角超调和舵面饱和现象，提升了纵向操纵的精确性和预测性。具体步骤如下：

步骤一，根据重力加速度g、迎角alfaf、俯仰角mtheta、表速mspeedt和侧滑角betaf计算出迎角变化率中纵向影响量qtv；

步骤二，据偏航速率rsnsn、迎角alfaf和侧滑角betaf计算出迎角变化率中航向影响量rtv；

rtv＝rsnsn×sin(alfaf)×tan(betaf)

步骤三，累加俯仰速率qsnsn、纵向影响量qtv和航向影响量rtv并乘以推演导数增益kqf获得推演导数控制量fatv；

fatv＝kqf×(qsnsn+qtv+rtv)

步骤四，迎角比例控制量falf加上推演导数控制量fatv得到最终的纵向控制指令de。

de＝falf+fatv

本发明的有益效果是：本发明通过迎角全量导数的推演公式，在内回路控制律中引入姿态和速度信号，并与速率陀螺和加速度计传感器信号相融合，形成迎角变化率反馈信号，与迎角信号一起共同实现对纵向迎角的有效控制，改善了迎角超调和舵面饱和现象，提升了纵向操纵的精确性和预测性；本发明已经在某演示验证项目上使用，通过仿真计算和品模试验证明，都能较好地实现对期望迎角的跟踪，使按照理想响应完成过失速机动动作，有效改善飞行员在大迎角不稳定区域内的完成过失速机动动作的飞行难度。

附图说明

图1为本发明基于推演导数的过失速机动迎角控制方法与现有技术的一种实施效果对比图；

图2为本发明基于推演导数的过失速机动迎角控制方法与现有技术的另一种实施效果对比图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。

由于完整的迎角导数包含三个部分，因此本发明在计算中包含以下几个步骤：

步骤一，根据重力加速度g、迎角alfaf、俯仰角mtheta、表速mspeedt和侧滑角betaf计算出迎角变化率中纵向影响量qtv；

步骤二，据偏航速率rsnsn、迎角alfaf和侧滑角betaf计算出迎角变化率中航向影响量rtv；

rtv＝rsnsn×sin(alfaf)×tan(betaf)

步骤三，累加俯仰速率qsnsn、纵向影响量qtv和航向影响量rtv并乘以推演导数增益kqf获得推演导数控制量fatv；

fatv＝kqf×(qsnsn+qtv+rtv)

步骤四，迎角比例控制量falf加上推演导数控制量fatv得到最终的纵向控制指令de。

de＝falf+fatv

详细算法如下：

qtv＝(9.81*57.3*sind(alfaf)*sind(mtheta)/mspeedt*cosd(betaf)

rtv＝-rsnsn*sind(alfaf)*tand(betaf)/57.3

fatv＝kqf*(qsnsn+qtv+rtv)

falf＝ktvlim*(alfaf-tvalimb)

de＝falf+fatv

本发明设计的基于推演导数的过失速机动迎角控制方法，以迎角控制技术为基础，考虑到过失速机动过程中大迎角特性将迎角推演导数的全量形式较为复杂方程，经过简化后将迎角变化率中纵向影响量rtv，俯仰速率qsnsn及迎角变化率中航向影响量进行综合，得到推演导数控制量fatv，并与迎角比例控制量falf综合后得到最终的纵向控制指令de，该方法在过失速机动过程中，减少迎角超调、气动舵面和推失偏度，消除静差，加快过渡过程，提高过失速机动动作完成效率。

该技术已经在某飞行演示验证项目上使用，通过仿真计算和品模试验证明，该方法都能较好地实现对期望迎角的跟踪，使按照理想响应完成过失速机动动作，有效改善飞行员在大迎角不稳定区域内的完成过失速机动动作的飞行难度。

如图1所示加入推演迎角导数后可以有效减少迎角超调；如图2所示加入推演迎角导数后不仅可以有效减少迎角超调还能抑制舵面满偏，因此可知基于推演导数的过失速机动迎角控制方法，优于不带迎角变化率的迎角控制方法。

技术特征：

技术总结
本发明属飞行控制技术，涉及一种基于推演导数的过失速机动迎角控制方法。本发明通过迎角全量导数的推演公式，在内回路控制律中引入姿态和速度信号，并与速率陀螺和加速度计传感器信号相融合，形成迎角变化率反馈信号，与迎角信号一起共同实现对纵向迎角的有效控制。本发明改善了迎角超调和舵面饱和现象，提升了纵向操纵的精确性和预测性。

技术研发人员：铁钰嘉;孙绍山;李导;李仙枝;陶呈纲;高慧琴
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
技术研发日：2017.12.08
技术公布日：2018.07.03