專利名稱：一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行控制領(lǐng)域，具體為一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)布局飛機(jī)的三種操縱面，包括升降舵、副翼及方向舵，分別對應(yīng)俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航三個方向的姿態(tài)控制，操縱面的個數(shù)與操縱期望參數(shù)個數(shù)相等，操縱方式唯一。而現(xiàn)代新型飛機(jī)為了滿足期望的性能要求，普遍引入了一些新的操縱面。例如，為了獲得大迎角機(jī)動性引入了近耦合鴨翼；為獲得過失速機(jī)動性與操縱性，引入了推力矢量；為改善起飛著陸性能引入了增升裝置；為改善隱身性能對尾翼進(jìn)行了修改，甚至取消尾翼；為了增強(qiáng)高隱身無尾布局飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性，引入了全動翼尖(All Moving Tips)、嵌入面(Spoi Ier Slot Deflectors)、前緣被動孔隙(Leading Edge Passive Porosity)及阻力方向舵 (Split Drag Rudder)等新型操縱面等等。多操縱面的引入給飛機(jī)帶來期望性能的同時，也給飛行控制設(shè)計帶來了難題操縱面的個數(shù)大于被控量，存在無窮多種操縱方式，必須采用控制分配來解決操縱冗余的問題。早期的控制分配方法是通過指定操縱面組合來實現(xiàn)，即根據(jù)經(jīng)驗，指定確定的操縱面實現(xiàn)操縱要求。而目前國內(nèi)外研究人員對控制分配方法的研究主要集中在控制分配算法上，指標(biāo)方面主要考慮的是控制性能和少量飛行性能，并沒有根據(jù)不同飛行任務(wù)的特點(diǎn)考慮相應(yīng)的性能指標(biāo)，所以現(xiàn)有研究的控制分配方法尚處于嘗試將一種控制分配算法應(yīng)用于飛機(jī)的階段。而實際上，對于多操縱面控制分配問題，除了要研究控制分配算法外，確定各操縱面的使用優(yōu)先級也是亟待研究的內(nèi)容。多操縱面飛機(jī)能夠采用多種操縱方式都達(dá)到操縱要求，但不同操縱方式產(chǎn)生的代價也是不同的，這主要是因為，首先操縱面偏轉(zhuǎn)除了能產(chǎn)生操縱力矩，還會對飛機(jī)的升阻特性產(chǎn)生影響，從而影響飛機(jī)的飛行性能，如果選用了過于影響飛機(jī)升阻特性的操縱方式，就會影響飛機(jī)的飛行性能；其次，操縱面舵機(jī)的偏角、偏轉(zhuǎn)速率都是有限的，因此操縱面所產(chǎn)生的操縱力矩是有限的，達(dá)到期望的操縱力矩也需要一定的時間，如果過多選用舵機(jī)偏轉(zhuǎn)速率較低的操縱面，雖然最終仍能達(dá)到期望的操縱力矩，但會使飛機(jī)的操縱響應(yīng)較慢，從而影響飛機(jī)敏捷性的發(fā)揮。此外，從提高可靠性和降低控制分配復(fù)雜程度的角度而言，參與控制的操縱面應(yīng)當(dāng)在滿足操縱要求的前提下盡可能少。所以，需要根據(jù)不同飛行階段對飛機(jī)飛行性能的需求，確定各操縱面的優(yōu)先級，從而能夠在存在多種操縱方式的情況下，選擇使用優(yōu)先級高的操縱面，降低操縱過程中的不利代價，提高飛行性能。

發(fā)明內(nèi)容
要解決的技術(shù)問題
為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明提出了一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法，根據(jù)近距飛行階段對飛機(jī)飛行性能的需求，確定各操縱面的使用優(yōu)先級。技術(shù)方案近距空戰(zhàn)階段也稱為視距內(nèi)(Within Visual Range)空戰(zhàn)階段，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)空戰(zhàn)的重要階段。一般認(rèn)為，空戰(zhàn)距離在8千米以內(nèi)，飛行員目視能夠發(fā)現(xiàn)目標(biāo)的空戰(zhàn)階段就稱為近距空戰(zhàn)階段，在這一階段中，由于雙方距離近，戰(zhàn)斗機(jī)需要通過一系列急劇機(jī)動來完成攻擊目標(biāo)的任務(wù)，因此在近距空戰(zhàn)階段強(qiáng)調(diào)的是機(jī)動性和敏捷性，不僅要求飛機(jī)具有良好的升阻特性，還需具備迅速改變其飛行狀態(tài)與姿態(tài)的能力，因此要求操縱面的效能較高， 且偏轉(zhuǎn)響應(yīng)迅速。因此，在近距空戰(zhàn)階段應(yīng)使用操縱效能高，偏轉(zhuǎn)速率快且對升阻特性有利的操縱面。本發(fā)明的技術(shù)方案為所述一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法，其特征在于 采用JSi = am[ (L/D) δr (L/D)0] +amRmδ^arlRrlSi確定同一馬赫數(shù)和迎角的飛行狀態(tài)下各
操縱面使用優(yōu)先級，Jsi表示第i個操縱面的使用優(yōu)先級，
權(quán)利要求
1.一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法，其特征在于采用 J5i = aLD[(L/D) Si-(L/D)J+amRmSi+、RriSi確定同一馬赫數(shù)和迎角的飛行狀態(tài)下各操縱面使用優(yōu)先級，Jsi表示第i個操縱面的使用優(yōu)先級，
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法，其特征在于:aLD = 0. 3，am = 0. 4，arl = 0. 3。
全文摘要
本發(fā)明提出了一種確定多操縱面飛機(jī)近距階段各操縱面使用優(yōu)先級的方法，采用Jδi＝aLD[(L/D)δi-(L/D)0]+amRmδi+arlRrlδi確定同一馬赫數(shù)和迎角的飛行狀態(tài)下各操縱面使用優(yōu)先級，ΔCmδi為第i個操縱面的俯仰操縱效能；CL0和CD0為飛機(jī)無操縱面偏轉(zhuǎn)時的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，ΔCLδi和ΔCDδi為第i個操縱面偏轉(zhuǎn)單位角度后產(chǎn)生的附加升力系數(shù)和附加阻力系數(shù)；RLδi為第i個操縱面的偏轉(zhuǎn)速率，RLδ0為基準(zhǔn)操縱面的偏轉(zhuǎn)速率。該方法體現(xiàn)出了在近距空戰(zhàn)階段，飛機(jī)對升阻特性、操縱面效能和舵機(jī)偏轉(zhuǎn)能力的要求，并能夠結(jié)合要求確定出飛機(jī)各操縱面的使用優(yōu)先級，使得在存在多種操縱方式的情況下，可以選擇使用優(yōu)先級高的操縱面，降低操縱過程中的不利代價，提高飛機(jī)近距空戰(zhàn)階段的飛行性能。
文檔編號B64D31/06GK102431652SQ20111032159
公開日2012年5月2日 申請日期2011年10月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月20日
發(fā)明者劉艷, 豆國輝, 顏世偉, 高正紅 申請人:西北工業(yè)大學(xué)