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1、(10)申请公布号 CN 102390524 A (43)申请公布日 2012.03.28 CN 102390524 A *CN102390524A* (21)申请号 201110321592.3 (22)申请日 2011.10.20 B64C 13/16(2006.01) (71)申请人 西北工业大学 地址 710072 陕西省西安市友谊西路 127 号 (72)发明人 刘艳 高正红 颜世伟 豆国辉 (74)专利代理机构 西北工业大学专利中心 61204 代理人 陈星 (54) 发明名称 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面 使用优先级的方法 (57) 摘要 本发明提出了一种确定多操纵面飞。
2、机超视 距阶段各操纵面使用优先级的方法， 采用 Ji Rmi(L/D)i-(L/D)0) 确定同一马赫数飞行状态 下各操纵面使用优先级， 为 第 i 个 操 纵 面 的 俯 仰 操 纵 效 能， Cm0 为 基 准 操 纵 面 的 俯 仰 操 纵 效 能， 基 准 操 纵 面 为 多 操 纵 面 飞 机 中 的 任 意 一 个 操 纵 面 ； CL0和 CD0分别为飞机无操纵面偏转时的升力系数和阻 力系数， CLi和 CDi分别为第 i 个操纵面偏 转单位角度后产生的附加升力系数和附加阻力系 数。 本方法体现出了在超视距空战阶段， 飞机对巡 航能力要求， 并能够结合要求确定出飞机各操纵 面的使。
3、用优先级， 使得在存在多种操纵方式的情 况下， 可以选择使用优先级高的操纵面， 降低操纵 过程中的不利代价， 提高飞机超视距阶段飞行性 能。 (51)Int.Cl. (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 5 页 附图 1 页 CN 102390529 A1/1 页 2 1. 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法， 其特征在于 ： 采 用 Ji Rmi(L/D)i-(L/D)0) 确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级， Ji表 示第 i 个操纵面的使用优先级，Cmi为第 i 个操纵面的俯仰操纵效能， Cm0为基准操纵面的俯。
4、仰操纵效能， 基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵面 ； CL0为飞机无操纵面偏转时的升力系数， CD0为飞机无 操纵面偏转时的阻力系数， CLi为第 i 个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数， CDi为第 i 个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数。 权 利 要 求 书 CN 102390524 A CN 102390529 A1/5 页 3 一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的 方法 技术领域 0001 本发明涉及飞行控制领域， 具体为一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使 用优先级的方法。 背景技术 0002 传统布局飞机的三种操纵面， 包括升降舵、 副翼及方向。
5、舵， 分别对应俯仰、 滚转与 偏航三个方向的姿态控制， 操纵面的个数与操纵期望参数个数相等， 操纵方式唯一。而现 代新型飞机为了满足期望的性能要求， 普遍引入了一些新的操纵面。例如， 为了获得大迎 角机动性引入了近耦合鸭翼 ； 为获得过失速机动性与操纵性， 引入了推力矢量 ； 为改善起 飞着陆性能引入了增升装置 ； 为改善隐身性能对尾翼进行了修改， 甚至取消尾翼 ； 为了增 强高隐身无尾布局飞机的操纵性与稳定性， 引入了全动翼尖 (All Moving Tips)、 嵌入面 (Spoiler Slot Deflectors)、 前缘被动孔隙(Leading Edge Passive Poros。
6、ity)及阻力方 向舵 (Split Drag Rudder) 等新型操纵面等等。多操纵面的引入给飞机带来期望性能的同 时， 也给飞行控制设计带来了难题 ： 操纵面的个数大于被控量， 存在无穷多种操纵方式， 必 须采用控制分配来解决操纵冗余的问题。 0003 早期的控制分配方法是通过指定操纵面组合来实现， 即根据经验， 指定确定的操 纵面实现操纵要求。 而目前国内外研究人员对控制分配方法的研究主要集中在控制分配算 法上， 指标方面主要考虑的是控制性能和少量飞行性能， 并没有根据不同飞行任务的特点 考虑相应的性能指标， 所以现有研究的控制分配方法尚处于尝试将一种控制分配算法应用 于飞机的阶段。 。
7、0004 而实际上， 对于多操纵面控制分配问题， 除了要研究控制分配算法外， 确定各操纵 面的使用优先级也是亟待研究的内容。 多操纵面飞机能够采用多种操纵方式都达到操纵要 求， 但不同操纵方式产生的代价也是不同的， 这主要是因为， 首先操纵面偏转除了能产生操 纵力矩， 还会对飞机的升阻特性产生影响， 从而影响飞机的飞行性能， 如果选用了过于影响 飞机升阻特性的操纵方式， 就会影响飞机的飞行性能 ； 其次， 操纵面舵机的偏角、 偏转速率 都是有限的， 因此操纵面所产生的操纵力矩是有限的， 达到期望的操纵力矩也需要一定的 时间， 如果过多选用舵机偏转速率较低的操纵面， 虽然最终仍能达到期望的操纵力。
8、矩， 但会 使飞机的操纵响应较慢， 从而影响飞机飞行品质和敏捷性的发挥。 此外， 从提高可靠性和降 低控制分配复杂程度的角度而言， 参与控制的操纵面应当在满足操纵要求的前提下尽可能 少。所以， 需要根据不同飞行阶段对飞机飞行性能的需求， 确定各操纵面的优先级， 从而能 够在存在多种操纵方式的情况下， 选择使用优先级高的操纵面， 降低操纵过程中的不利代 价， 提高飞行性能。 发明内容 0005 要解决的技术问题 说 明 书 CN 102390524 A CN 102390529 A2/5 页 4 0006 为解决现有技术存在的问题， 本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距阶段各 操纵面使用优先级。
9、的方法， 根据超视距阶段对飞机飞行性能的需求， 确定各操纵面的使用 优先级。 0007 技术方案 0008 超视距 (Beyond Visual Range) 空战飞行阶段是现代战斗机空战的重要阶段。一 般认为， 空战距离达到 8 千米以上就称为超视距空战阶段， 在这一阶段中， 对飞机的巡航能 力要求较高， 所以应当使用对升阻特性有利的操纵面。 0009 本发明的技术方案为 ： 0010 所述一种确定多操纵面飞机超视距阶段各操纵面使用优先级的方法， 其特征在 于 ： 采用 Ji Rmi(L/D)i-(L/D)0) 确定同一马赫数飞行状态下各操纵面使用优先级， Ji表示第 i 个操纵面的使用优先。
10、级，Cmi为第 i 个操纵面的俯仰操纵效 能， Cm0为基准操纵面的俯仰操纵效能， 基准操纵面为多操纵面飞机中的任意一个操纵 面 ；CL0为飞机无操纵面偏转时的升力系数， CD0为飞机 无操纵面偏转时的阻力系数， CLi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的附加升力系数， CDi为第 i 个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数。 0011 有益效果 0012 本发明提出了一种确定多操纵面飞机超视距空战阶段各操纵面使用优先级的方 法， 该方法体现出了在超视距空战阶段， 飞机对巡航能力要求， 并能够结合要求确定出飞机 各操纵面的使用优先级， 使得在存在多种操纵方式的情况下， 可以选择使用优先级高的操。
11、 纵面， 降低操纵过程中的不利代价， 提高飞机超视距阶段飞行性能。 附图说明 0013 图 1 ： 实施例中采用的算例飞机示意图 ； 0014 其中 ： 1、 右侧近耦合鸭翼 ； 2、 左侧近耦合鸭翼 ； 3、 右侧外升降副翼 ； 4、 左侧外升降 副翼 ； 5、 右侧内升降副翼 ； 6、 左侧内升降副翼。 具体实施方式 0015 下面结合具体实施例描述本发明 ： 0016 实施例 ： 0017 参照附图 1， 本实施例中采用本发明的方法确定某型多操纵面飞机在超视距空战 阶段各操纵面的使用优先级。 实施例中多操纵面飞机在超视距空战阶段适合使用的操纵面 有 ： 右侧近耦合鸭翼 1， 左侧近耦合鸭。
12、翼 2， 右侧外升降副翼 3， 左侧外升降副翼 4， 右侧内升 降副翼 5， 左侧内升降副翼 6 和方向舵， 其中由于方向舵是唯一的航向操纵面， 不需要通过 控制分配过程确定其偏角， 所以本实施例中需要确定使用优先级的操纵面就是右侧近耦合 鸭翼 1， 左侧近耦合鸭翼 2， 右侧外升降副翼 3， 左侧外升降副翼 4， 右侧内升降副翼 5 和左侧 内升降副翼 6， 并且右侧近耦合鸭翼 1 与左侧近耦合鸭翼 2 同步偏转， 偏角记为 c； 右侧外 升降副翼 3 与左侧外升降副翼 4 同步偏转， 偏角记为 eo； 右侧内升降副翼 5 和左侧内升降 说 明 书 CN 102390524 A CN 102。
13、390529 A3/5 页 5 副翼 6 同步偏转， 偏角记为 ei。 0018 本实施例中， 可使用的操纵面偏角范围和偏转速率如表 1 所示 ： 0019 表 1 0020 操纵面 最小偏角 最大偏角 偏转角速度 鸭翼 -55 25 50 /s 内升降副翼 -25 25 50 /s 外升降副翼 -25 25 50 /s 0021 本实施例中， 基准操纵面选择为内升降副翼， 偏角为 ei， 飞机飞行高度为 11Km， 马赫数范围为 0.7 1.6。 0022 表 2 给出了不同马赫数下， 由风洞试验得到的飞机无操纵面偏转时的升阻比 (L/ D)0， 其中CL0为对应相同马赫数飞行状态下， 飞机。
14、无操纵面偏转时的升力系 数， CD0为对应相同马赫数飞行状态下， 飞机无操纵面偏转时的阻力系数 ： 0023 表 2 0024 马赫数 CL0 CD0 (L/D)0 0.7 0.2558 0.0238 10.76 0.8 0.1958 0.0179 10.95 0.9 0.1547 0.0158 9.78 1.0 0.1253 0.0257 4.87 1.1 0.1036 0.0285 3.63 1.2 0.087 0.0286 3.05 1.3 0.0742 0.0286 2.60 1.4 0.0639 0.0287 2.23 1.5 0.0557 0.0288 1.93 1.6 0.049。
15、 0.0289 1.69 0025 表 3 给出了不同马赫数下， 由风洞试验得到的三种操纵面偏转单位角度后飞机的 升阻比(L/D)i， 其中CLi为第i个操纵面偏转单位角度后产生的 说 明 书 CN 102390524 A CN 102390529 A4/5 页 6 附加升力系数， CDi为第 i 个操纵面偏转单位角度后产生的附加阻力系数 ： 0026 表 3 0027 0028 本实施例中选用的基准操纵面为内升降副翼， 表 4 中给出了不同马赫数下， 由风 洞试验得到的基准操纵面俯仰操纵效能 Cm0， 即 Cmei， 以及外升降副翼、 鸭翼的俯仰操 纵效能 Cmeo、 Cmc， 所谓操纵面的。
16、俯仰操纵效能即操纵面偏转单位角度后产生的附加 俯仰力矩系数。以及 0029 表 4 0030 马赫数 Cmei Cmeo Cmc Rmeo Rmc 0.7 -0.0061 -0.0038 0.0036 0.6229 0.5902 0.8 -0.0065 -0.0041 0.0036 0.6308 0.5538 0.9 -0.0079 -0.0046 0.0036 0.5823 0.4557 1.0 -0.0075 -0.0041 0.0039 0.5467 0.520 1.1 -0.0059 -0.0030 0.0042 0.5085 0.7119 1.2 -0.0058 -0.0027 0.。
17、0040 0.4655 0.6897 1.3 -0.0056 -0.0025 0.0037 0.4464 0.6607 1.4 -0.0054 -0.0024 0.0036 0.4444 0.6667 1.5 -0.0047 -0.0020 0.0033 0.4255 0.7021 1.6 -0.0037 -0.0015 0.0033 0.4054 0.8919 0031 根据公式 Ji Rmi(L/D)i-(L/D)0)， 可以得到不同马赫数下， 三个操纵面的使 用优先级 Ji， 如表 5 所示 ： 说 明 书 CN 102390524 A CN 102390529 A5/5 页 7 0032 表 5 0033 0034 可以看出， 在超视距空战阶段， 同一马赫数下， 内升降副翼的优先级最高， 外升降 副翼次之， 鸭翼最低。 因此， 在操纵效能允许的前提下， 可以只选取内升降副翼作为操纵面。 0035 飞行仿真实验表明， 按照本实施例中得出的操纵面优先级顺序， 选择使用优先级 高的操纵面作为操纵方式， 能够降低操纵过程中的不利代价， 提高飞机超视距空战阶段的 飞行性能。 说 明 书 CN 102390524 A CN 102390529 A1/1 页 8 图 1 说 明 书 附 图 CN 102390524 A 。