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原文传递基于动态逆的战斗机大迎角控制方法

专利名称：	基于动态逆的战斗机大迎角控制方法
摘要：	本发明公开了基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，针对大迎角飞行状态，采用时标分离方法，把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统，分别利用动态逆法求解控制律。本发明针对姿态角速率回路推导出控制舵面偏角，针对气流角回路推导出姿态角速率。针对姿态角速率回路带宽选取，考虑到协调控制减小侧滑等因素的影响，选取频带带宽相等。针对气流角回路指令模型，为满足战斗机飞行品质要求，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角和侧滑角指令模型为二阶模型。本发明保证了战斗机大迎角下飞行控制系统良好的跟踪性和稳定性，确保及时改出深失速、尾旋等危险状态，对工程实际应用有良好参考意义。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京航空航天大学
发明人：	季雨璇;王志刚;王业光;王家兴;赵滨;薛艺璇;甄子洋
专利状态：	有效
申请日期：	2019-07-22T00:00:00+0800
发布日期：	2019-10-11T00:00:00+0800
申请号：	CN201910659686.8
公开号：	CN110316358A
代理机构：	南京经纬专利商标代理有限公司
代理人：	姜慧勤
分类号：	B64C19/02(2006.01);B;B64;B64C;B64C19
申请人地址：	210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
主权项：	1.基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，当战斗机处于大迎角飞行状态时，根据时标分离的原理，以气流角控制和姿态角速率控制为要求将战斗机非线性状态变量分解为两组基于不同时间标尺的变量，即角速率变量和气流角变量；步骤2，根据角速率变量建立姿态角速率回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解姿态角速率回路控制律，其中，针对姿态角速率回路带宽选取时，选取角速率变量中各变量的频带带宽相等；步骤3，根据气流角变量建立气流角回路指令模型，并基于动态逆控制方法求解气流角回路控制律，其中，气流角回路指令模型包括绕速度轴滚转角指令模型、迎角和侧滑角指令模型，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角指令模型和侧滑角指令模型均为二阶模型。 2.根据权利要求1所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述步骤2的具体过程为：姿态角速率回路指令模型为：其中，分别为期望的滚转角加速度、期望的俯仰角加速度、期望的偏航角加速度，ff为除去舵面操纵的姿态角速率部分，gf为舵面操纵导数部分，δe、δa、δr分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角；姿态角速率回路期望形式为：其中，pc、qc、rc分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令，K＝[k1 k2 k3]T，k1、k2、k3为角速率各变量的频带带宽，且k1＝k2＝k3，p、q、r分别为滚转角速率变量、俯仰角速率变量、偏航角速率变量；基于动态逆控制方法得到姿态角速率控制律，表达式为： 3.根据权利要求2所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述除去舵面操纵的姿态角速率部分ff表达式为：其中，m0、n0、l0分别为除去舵面操纵的俯仰、偏航和滚转力矩；x1＝[p q r]T为角速率变量，hE为发动机角动量，Ix、Iy、Iz分别为绕三个机体轴的转动惯量，Ixz为惯性积。 4.根据权利要求2所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述舵面操纵导数部分gf表达式为：其中，gpδe为升降舵引起的滚转角速率导数；gpδa为副翼引起的滚转角速率导数；gpδr为方向舵引起的滚转角速率导数；gqδe为升降舵引起的俯仰角速率导数；grδe为升降舵引起的偏航角速率导数；grδa为副翼引起的偏航角速率导数；grδr为方向舵引起的偏航角速率导数。 5.根据权利要求1所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述步骤3的具体过程为：气流角回路指令模型为：其中，分别为期望的迎角加速度、期望的侧滑角加速度、期望的绕速度轴滚转角加速度，分别为期望的滚转角速率指令、期望的俯仰角速率指令、期望的偏航角速率指令，δe、δa、δr分别为升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角，fs表示作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量，gs1是作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量，gs2为作用在飞机上的合外力中与操纵舵面有关的量；绕速度轴滚转角指令模型表达式为：迎角指令模型和侧滑角指令模型表达式均为：其中，μ、μc分别为绕速度轴滚转角变量、绕速度轴滚转角指令，s、ω分别为拉普拉斯算子、频率，为，x为迎角变量或侧滑角变量，xc为迎角指令或侧滑角指令，ξ和ωn分别为阻尼比和频率；基于动态逆控制方法得到气流角回路控制律，表达式为：其中，pc、qc、rc分别为气流角回路控制律输出的滚转角速率指令、俯仰角速率指令、偏航角速率指令。 6.根据权利要求5所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述作用在飞机上的合外力中与操纵舵面和角速率无关的量fs表达式为： fs＝[fα fβ fμ]T 其中，fα为除去操纵舵面和角速率外影响迎角的合外力，fβ为除去操纵舵面和角速率外影响侧滑角的合外力，fμ为除去操纵舵面和角速率外影响航迹滚转角的合外力。 7.根据权利要求5所述基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，其特征在于，所述作用在飞机上的合外力中与角速率有关的量表达式为：其中，gαp为滚转角速率对迎角产生影响的合外力，gαq为俯仰角速率对迎角产生影响的合外力，gαr为偏航角速率对迎角产生影响的合外力，gβp为滚转角速率对侧滑角产生影响的合外力，gβq为俯仰角速率对侧滑角产生影响的合外力，gβr为偏航角速率对侧滑角产生影响的合外力，gμp为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力，gμr为偏航角速率对偏航产生影响的合外力，gμq为俯仰角速率对偏航角产生影响的合外力。
所属类别：	发明专利