本发明涉及战斗机航向增稳控制系统设计方法,属于航空先进飞行控制技术领域。
背景技术:
现代高性能战斗机为了满足其不断扩大的飞行包线范围,在飞机的气动外形设计过程中放宽甚至取消对于飞机本体的静稳定性和动稳定性要求,削弱了飞机的静稳定性。经过放宽静稳定性的飞机在亚音速飞行中,飞机的焦点位于飞机重心之前,从而加大了飞机的不稳定性;在近音速飞行中,飞机的焦点与飞机重心相距很近,处于接近稳定状态,即中立稳定状态;而在超音速飞行中,飞机焦点虽然移至飞机重心后面,但两者距离不会太大,即可将稳定裕量大大降低,从而显著改善飞机的机动性能。
现代战斗机一般具有细长机身,小面积立尾的气动外形,使得航向静稳定性不足,经常处于侧滑状态。因此,往往会出现低阻尼比的横侧向振荡,驾驶员对这种短周期的振荡模态来不及反应,容易造成乘坐品质较差、阻力急剧增大、机动敏捷性下降,严重地影响了飞机的操纵性,不利于空战的占位、瞄准和武器准确投放。因而为了解决这一问题,需要在飞机的操纵系统中加入自动增稳系统,增大飞机振荡模态的阻尼比,改善飞机的稳定性,使之达到预期的飞行性能要求。
技术实现要素:
本发明所要解决的技术问题是:提供战斗机航向增稳控制系统设计方法,针对航向静稳定性弱特点的战斗机,能够有效改善其飞行品质。
本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案:
战斗机航向增稳控制系统设计方法,包括如下步骤:
对战斗机方向舵通道控制律进行设计,在方向舵通道引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息,引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息,引入副翼偏角交联信息,并使用根轨迹法确定各信息的增益,实现战斗机航向增稳控制系统的增益设计。
作为本发明的一种优选方案,战斗机航向增稳控制系统设计方法的具体过程为:
1)引入偏航角速度、滚转角速度与迎角组合的反馈信息至方向舵通道,控制律为:
δδr=kr(r-αp)
2)引入侧滑角及侧滑角速度组成的反馈信息至方向舵通道,控制律为:
3)引入副翼偏角交联信息至方向舵通道,控制律为:
δδr=kariδa
则,方向舵通道控制律为:
其中,δr为方向舵偏角,kr为偏航角速度反馈增益,r为偏航角速度,α为迎角,p为滚转角速度,β为侧滑角,
作为本发明的一种优选方案,所述侧滑角速度
本发明采用以上技术方案与现有技术相比,具有以下技术效果:
本发明提出的战斗机航向增稳控制系统设计方法,能够提高系统的静稳定性,增大荷兰滚模态的阻尼,减小横向与航向运动之间的耦合,使飞机发生外界干扰后,侧滑角能快速减小到0。
附图说明
图1是本发明提出的战斗机航向增稳控制系统设计方法的结构框图。
图2是本发明实施例中横侧向运动方程零极点图。
图3是未引入增稳系统时β对δa的脉冲响应。
图4是引入增稳系统时β对δa的脉冲响应。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式,所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的,仅用于解释本发明,而不能解释为对本发明的限制。
如图1所示,为本发明战斗机航向增稳控制系统设计方法的结构框图,具体过程如下:
本发明所述的航向增稳控制系统,从一种定常工作状态出发(例如,空速和飞行高度皆为常数),将飞机运动学方程线性化,建立小扰动方程组。采用一定控制规律的电子反馈以驱动航向控制舵面,由舵面的控制力矩弥补自然风标稳定力矩及航向自然阻尼力矩的不足。
飞机受扰后,在消除侧滑过程中,由于航向静稳定性导数
在方向舵通道引入侧滑角β反馈,可以引起风标稳定性
侧向运动的飞行状态控制器有两个被控制变量,即滚转角φ和侧滑角β。因此,要使用两个调节变量,即副翼偏角δa和方向舵偏角δr。所以,它们表征的是一个多变量系统。在该系统中,控制回路之间存在耦合,因此需要将副翼舵δa信息引入方向舵,以达到迅速协调、消除侧滑的目的。
(1)r-αp反馈信息
对横侧向运动方程进行小扰动线性化,侧力方程为:
其中,
δδr=kr(r-αp)(2)
其中,kr为偏航角速度反馈增益。
引入(r-αp)至δr,相当于对航向稳定轴进行阻尼。随着反馈增益kr的增大,荷兰滚模态的阻尼迅速增大,根据根轨迹图选择合适的kr。
(2)
引入β反馈至δr用于增加δr通道的带宽,增大荷兰滚频率,提高航向静稳定性,且实现以β=0为宗旨的闭环系统的修正。引入
引入
其中,kβ为侧滑角反馈增益,
将控制律与飞机运动式联立,则有
式中,δwr为脚蹬操纵量,
这样,飞机增稳系统的固有频率增加到
相应的阻尼比也增加到
由此可见,如果合理选择kβ和
由于实际的
侧向运动学的侧力方程为:
若不计由δr产生的
式中,ay=-vyββ为由β引起的侧向加速度。
β信号经低通滤波器,滤去β传感器噪声。为补偿该滤波器的相位滞后,将
(3)δa交联信息
将副翼舵δa信息引入方向舵,其目的是力图消除由于δa工作而引起的侧滑。飞机动力学方程式为:
为保证β=0,需要让分子为0,即
令
a=b=c=0(11)
解得
要消除侧滑,副翼舵偏角δa引起的滚转力矩和偏航角速度r引起的滚转阻尼力矩均应绕速度轴转动。依靠飞机本身难以实现上述条件,为此,设计δr通道的控制律:
δδr=kariδa(13)
其中,kari为副翼舵交联增益。
舵操纵气动导数变为
代入式(18)中,可得
令a=0,可得
飞行器在设计过程中由其发动机特性、各高度下的最低飞行速度、最高飞行速度等在高度-马赫数(速度)坐标下围成的曲线被称作飞行包线。对战斗机的横侧向非线性模型进行零极点分析,得到各个模态的稳态和动态性能。
根据飞行包线,选取高中低空以及高中低速几种组合,绘制横侧向零极点图,如图2所示。提取零极点图信息,得到荷兰滚模态的阻尼比、固有频率、超调量等。
以飞机v=280m/s,h=6700状态的气动导数为依据,对飞机进行配平,并在平衡点处进行小扰动线性化,得到侧向小扰动方程为:
其中,θ为俯仰角。
写成状态方程形式,则
式中,x=[β,p,r,φ]t,u=[δa,δr]t。
将飞机动力学的气动导数及基准状态代入式中,则可得到以δr为输入,输出分别为侧滑角β和偏航角速度r的传递函数:
计算得到特征方程的根为:-2.6238,-0.0003,-0.2229+2.1922i,-0.2229-2.1922i。
荷兰滚运动模态表示为s2+0.4458s+4.8554,计算得到其固有频率和阻尼比ωn=2.2035,ξ=0.1012。
根据零极点图信息得到的数据,对各飞行条件分别设计增稳控制器,航向增稳控制结构如图1所示。
引入(r-αp)至δr,相当于对航向稳定轴进行阻尼,可消除由于迎角α产生滚转角速度p进而引起的
δδr=kr(r-αp)(19)
随着反馈增益kr的增大,荷兰滚模态的阻尼迅速增大,根据根轨迹图选择合适的值kr=4.2。
引入
绘制根轨迹图并选择合适的反馈增益kβ=43.6,
由于实际的
式中,ay=-uyββ为由β引起的侧向加速度,θ=α。
β信号经低通滤波器,滤去β传感器噪声。为补偿该滤波器的相位滞后,将
取τ=2。
将副翼舵δa信息引入方向舵,设计控制律
δδr=kariδa(23)
将气动导数及状态参数代入式(24)中解得,kari=0.8。
加入增稳系统后β对δa的脉冲响应如图4所示,与图3未加入增稳系统的脉冲响应比较,增稳系统能够提高系统的静稳定性,增大荷兰滚模态的阻尼,减小横向与航向运动之间的耦合,使飞机发生外界干扰后,侧滑角能快速减小到0。
由相角裕度与阻尼比的近似关系可以得到航向稳定储备为45°下的阻尼比约为0.45。采用常规控制增稳策略(引入侧滑角及侧滑角速率反馈),改变飞机航向静稳定性,研究增稳系统增益与航向静稳定性的关系。以α=0°时的静稳定导数
以上实施例仅为说明本发明的技术思想,不能以此限定本发明的保护范围,凡是按照本发明提出的技术思想,在技术方案基础上所做的任何改动,均落入本发明保护范围之内。