[发明专利]战斗机航向增稳控制系统设计方法

权利要求书

1.战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，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。

2.根据权利要求1所述战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，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：

Δδ_r＝K_r(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：

Δδ_r＝K_ariδ_a

则，方向舵通道控制律为：

其中，δ_r为方向舵偏角，K_r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，为侧滑角速度，K_β为侧滑角反馈增益，为侧滑角速度反馈增益，K_ari为副翼舵交联增益，δ_a为副翼舵偏角。

3.根据权利要求2所述战斗机航向增稳控制系统设计方法，其特征在于，所述侧滑角速度在实际应用中由估计的侧滑角速度替代。