[发明专利]隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法有效
| 申请号： | 201811421441.3 | 申请日： | 2018-11-26 |
| 公开（公告）号： | CN109489491B | 公开（公告）日： | 2020-02-07 |
| 发明（设计）人： | 李朝辉;陈挺飞;王磊;孙丽君;陈国峰;李钊 | 申请（专利权）人： | 北京金朋达航空科技有限公司 |
| 主分类号： | F41J9/08 | 分类号： | F41J9/08;F41A33/00;G05D1/10;G05D1/08 |
| 代理公司： | 11471 北京细软智谷知识产权代理有限责任公司 | 代理人： | 付登云 |
| 地址： | 102488 *** | 国省代码： | 北京;11 |
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| 摘要： | 本发明提供了一种隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法，涉及无人飞行器技术领域，解决了现有技术中存在的靶机隐身特性差以及靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的技术问题。该隐身大机动靶机包括机身、机翼、垂尾、平尾以及设置于机身的机腹下方的“蚌式”进气道，机翼设置于机身的中部，属于下单翼布局，垂尾和平尾设置于机身的尾部；该隐身大机动靶机的控制方法，确认高准确度、高置信度的动力学模型；采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角。本发明能够克服现有靶机隐身特性差的问题，并能解决靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的问题。 | ||
| 搜索关键词： | 隐身 机身 垂尾 飞行性能 匹配度 过载 机翼 进气道 动力学模型 无人飞行器 准确度 高置信度 控制系统 稳定控制 组合控制 侧滑角 大过载 攻角 机腹 飞行 | ||
【主权项】：
1.一种隐身大机动靶机的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1：通过系统辨识方式确认高准确度、高置信度的动力学模型；/nS2：采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；/nS3：控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角，确保过载、机动飞行的安全；/n隐身大机动靶机包括机身(100)、机翼(101)、垂尾(102)、平尾(103)以及设置于所述机身(100)的机腹下方的“蚌式”进气道(104)；/n所述机翼(101)设置于所述机身(100)的中部，所述机翼(101)位于所述机身(100)的两侧且对称设置，所述垂尾(102)和所述平尾(103)设置于所述机身(100)的尾部；/n所述机翼(101)的前缘后掠角的角度范围为40°-50°，前缘扭转角的角度范围为1°-5°，展弦比设置为中等，所述机翼(101)同时设置为典型非对称带弯度高速翼型的后掠式下单翼，左右所述机翼(101)中部后缘设有副翼；/n所述平尾(103)设置为带升降舵形式，所述平尾(103)具有前缘后掠角的角度范围为40°-50°、中等展弦比以及对称翼型；/n所述垂尾(102)设置为不带方向舵形式，所述垂尾(102)具有前缘后掠角的角度范围为35°～45°、中等展弦比以及对称翼型；/n所述机身(100)上设置突出物，所述突出物均内置于所述机身(100)；/n所述机身(100)表面均采用锯齿形口对接和/或无缝对接；/n所述“蚌式”进气道(104)采用隐身材料制成；/n所述机翼(101)的前缘后掠角的角度为45°，所述机翼(101)的前缘扭转角的角度为2°；/n所述平尾(103)的前缘后掠角的角度为45°，所述垂尾(102)的前缘后掠角的角度为40°；/n还包括排气道，所述“蚌式”进气道(104)与所述排气道设置为一体化。/n
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