一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，本發(fā)明針對(duì)操縱耦合或側(cè)滑角對(duì)俯仰的氣動(dòng)耦合嚴(yán)重的飛行器，首先在給定飛行狀態(tài)下考慮三通道操縱耦合和氣動(dòng)舵對(duì)俯仰的氣動(dòng)耦合來計(jì)算氣動(dòng)耦合操穩(wěn)比，然后根據(jù)氣動(dòng)舵可用舵偏大小和氣動(dòng)耦合操穩(wěn)比設(shè)計(jì)出優(yōu)化的側(cè)滑角指令容許范圍，最后在優(yōu)化的側(cè)滑指令容許范圍下生成側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)控制指令，與傳統(tǒng)方法相比，本方法獲得的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)控制指令風(fēng)險(xiǎn)更小，在傳統(tǒng)方法得到的側(cè)滑角指令容許范圍比本方法偏小的情況下，本方法獲得的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)控制指令能更充分利用飛行器的控制能力，因此與傳統(tǒng)方法相比，本方法提高了飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制的精度和安全性。
【專利說明】一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，尤其涉及一種三通道操縱耦合和側(cè)滑角對(duì)俯仰通道氣動(dòng)耦合條件下的飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，屬于飛行器制導(dǎo)控制【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]大氣層內(nèi)飛行器依靠氣動(dòng)力進(jìn)行轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)的基本方法有兩種:一種是傾斜轉(zhuǎn)彎，另一種是側(cè)滑轉(zhuǎn)彎。傾斜轉(zhuǎn)彎是通過轉(zhuǎn)動(dòng)彈體(或機(jī)體)依靠升力分量進(jìn)行轉(zhuǎn)彎，其側(cè)滑角指令為零；而側(cè)滑轉(zhuǎn)彎則是通過產(chǎn)生一定的側(cè)滑角依靠側(cè)力進(jìn)行轉(zhuǎn)彎，其側(cè)滑角指令不為零。進(jìn)行側(cè)滑轉(zhuǎn)彎時(shí)，側(cè)滑角指令可以達(dá)到多大與飛行器氣動(dòng)舵的控制能力直接相關(guān)，而氣動(dòng)舵控制能力則體現(xiàn)為可用舵偏大小。在氣動(dòng)舵可用舵偏大小確定的情況下，側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制中側(cè)滑角指令大小允許達(dá)到的上限可用利用操穩(wěn)比來估算。然而直到目前為止，操穩(wěn)比的計(jì)算方法均沒有考慮操縱耦合以及側(cè)滑角對(duì)俯仰通道的氣動(dòng)耦合的影響，基于沒考慮耦合的操穩(wěn)比得到的側(cè)滑角指令不能準(zhǔn)確約束側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制。對(duì)于現(xiàn)代的許多高性能飛行器，尤其是高超聲速飛行器，其操縱耦合非常明顯，某些飛行狀態(tài)下側(cè)滑角對(duì)俯仰通道的氣動(dòng)耦合也很明顯，二者均不可忽略。對(duì)于這些飛行器，仍然按照傳統(tǒng)方法不考慮操縱耦合和偵_角對(duì)俯仰的影響而計(jì)算得到的操穩(wěn)比與實(shí)際情況相去甚遠(yuǎn)，基于這樣的操穩(wěn)比所估算的側(cè)滑角指令范圍約束嚴(yán)重失真，因而大大增加了側(cè)滑轉(zhuǎn)彎飛行隱患或降低了飛行器設(shè)計(jì)效率。因此，如何充分考慮操縱耦合和側(cè)滑角對(duì)俯仰通道的影響來優(yōu)化側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)中側(cè)滑角指令的容許范圍，進(jìn)一步改善側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制，成為當(dāng)前先進(jìn)大氣層內(nèi)飛行器——尤其是高超聲速飛行器制導(dǎo)控制中的一個(gè)重要問題。
[0003]目前工程上，側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)控制中側(cè)滑角指令的容許范圍均是使用不考慮耦合的操穩(wěn)比、在不考慮操縱耦合以及側(cè)滑角對(duì)俯仰的氣動(dòng)耦合的情況下估計(jì)的，對(duì)于操縱耦合或側(cè)滑角對(duì)俯仰的氣動(dòng)耦合嚴(yán)重的飛行器而言其結(jié)果嚴(yán)重偏離實(shí)際。相應(yīng)的，采用不考慮耦合計(jì)算得到的側(cè)滑角指令來約束側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制也偏離實(shí)際，相應(yīng)設(shè)計(jì)的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制指令容易出現(xiàn)要么風(fēng)險(xiǎn)過大要么過于保守的情況。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明解決的技術(shù)問題是:克服現(xiàn)有方法的不足，提供一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，該方法考慮三通道操縱耦合和側(cè)滑角對(duì)俯仰通道的氣動(dòng)耦合，優(yōu)化了側(cè)滑角指令容許范圍、進(jìn)而生成更合理的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)控制指令，提高了飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制的精度和安全性。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，步驟如下:
[0006](I)根據(jù)飛行器滾動(dòng)、偏航和俯仰氣動(dòng)力矩系數(shù)計(jì)算出這三個(gè)氣動(dòng)力矩
系數(shù)相對(duì)側(cè)滑角、升降舵、副翼和方向舵的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，C:，Cfy, cixt, c1.Ct，
【權(quán)利要求】
1.一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于步驟如下: (1)根據(jù)飛行器滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力矩系數(shù)Cmx、偏航氣動(dòng)力矩系數(shù)Cmy和俯仰氣動(dòng)力矩系數(shù)Cmz計(jì)算出這三個(gè)氣動(dòng)力矩系數(shù)相對(duì)側(cè)滑角、升降舵、副翼和方向舵的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于:所述步驟(1)中三個(gè)氣動(dòng)力矩系數(shù)相對(duì)側(cè)滑角、升降舵、副翼和方向舵的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的計(jì)算公式為:
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛行器側(cè)滑轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于:所述步驟(4)的設(shè)計(jì)方法為: (I)記副翼、方向舵和升降舵允許舵偏的范圍分別為:
IS111< Sa, I Sr \<Sf? I Se |< S..1、K、€分別為副翼、方向舵和升降舵的舵偏允許范圍； (2)根據(jù)氣動(dòng)舵可用舵偏范圍和氣動(dòng)耦合操穩(wěn)比得到副翼、方向舵和升降舵平衡的最大側(cè)滑角屬、K、A:
【文檔編號(hào)】G05B13/04GK103587680SQ201310485372
【公開日】2014年2月19日 申請(qǐng)日期:2013年10月16日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月16日
【發(fā)明者】李爭學(xué), 黃世勇, 張振興, 李杰奇, 解海鷗, 張永, 張旭輝 申請(qǐng)人:中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院