[发明专利]战斗机航向增稳控制系统设计方法

说明书

本发明公开了战斗机航向增稳控制系统设计方法，该方法在方向舵通道引入偏航角速率信息、滚转角速率信息与迎角信息的组合反馈，侧滑角及侧滑角速率反馈以及副翼的交联信息，使用根轨迹法确定各反馈通道的增益。由于实际侧滑角不易测量，用估计的侧滑角及侧滑角速率信息进行反馈。最后分析了航向增稳系统增益与航向静稳定性的关系。本发明在飞机的航向操纵系统中加入自动增稳系统，以增大飞机振荡模态的阻尼比，减小横侧向运动交联耦合带来的不利影响，改善飞机的稳定性。

技术领域

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。

发明内容

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：

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。

作为本发明的一种优选方案，所述侧滑角速度在实际应用中由估计的侧滑角速度替代。

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：