本發(fā)明屬于飛行器控制，具體涉及一種基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法。

背景技術(shù)：

1、橫向變穩(wěn)定性能夠賦予飛行器可調(diào)節(jié)的穩(wěn)定性，能夠提升飛行器性能，擴(kuò)展飛行器的飛行任務(wù)剖面，例如，在飛行器遭遇較大風(fēng)擾環(huán)境時(shí)，飛行器需要增加穩(wěn)定性，而在需要大機(jī)動(dòng)時(shí)飛行器需要降低穩(wěn)定性，實(shí)時(shí)變穩(wěn)將賦予飛行器在不同環(huán)境下改變自身穩(wěn)定性的能力。對(duì)于傳統(tǒng)的飛行器，一般是通過(guò)變體形式改變飛行器的穩(wěn)定性，其缺點(diǎn)是需要冗重的作動(dòng)機(jī)構(gòu)，增加了飛行器的重量。

2、當(dāng)前，亟需發(fā)展一種基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，用以克服現(xiàn)有技術(shù)的缺陷。

2、本發(fā)明的基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，包括以下步驟：

3、s10.安裝涵道風(fēng)扇；

4、將若干個(gè)涵道風(fēng)扇安置在機(jī)翼的上翼面后部，各涵道風(fēng)扇的直徑小于機(jī)翼弦長(zhǎng)的25%，所有涵道風(fēng)扇的展向?qū)挾却笥跈C(jī)翼展長(zhǎng)的80%，涵道風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速連續(xù)可調(diào)；

5、s20.獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線??；

6、給定總推力值，按照推力相等原則，從翼根到翼稍逐漸減小涵道風(fēng)扇開度，形成動(dòng)力方案ⅰ，獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線??；

7、s30.獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線ⅱ；

8、取與s20相同的總推力值，按照推力相等原則，從翼根到翼稍逐漸加大涵道風(fēng)扇開度，形成動(dòng)力方案ⅱ，獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線ⅱ；

9、s40.確定飛行器的橫向穩(wěn)定性范圍；

10、分析曲線ⅰ和曲線ⅱ，確定能否覆蓋飛行器所需的橫向穩(wěn)定性要求，如果不能夠覆蓋所需的橫向穩(wěn)定性要求，則返回s20修改動(dòng)力方案ⅰ，或返回s30修改動(dòng)力方案ⅱ，直至能夠覆蓋所需的橫向穩(wěn)定性范圍；

11、s50.獲得飛行器的動(dòng)力分布方案；

12、根據(jù)飛行器飛行狀態(tài)和橫向穩(wěn)定性需求，給定飛行器需用的總推力值，通過(guò)s20~s40的方法獲得動(dòng)力分布與橫向穩(wěn)定性關(guān)系，再通過(guò)查表或插值方法獲得對(duì)應(yīng)的動(dòng)力分布方案；

13、s60.建立飛行器的橫向穩(wěn)定性控制律；

14、控制系統(tǒng)按照動(dòng)力分布方案調(diào)節(jié)各個(gè)涵道風(fēng)扇的開度，測(cè)試并確定橫向穩(wěn)定性控制陣列，再將橫向穩(wěn)定性控制陣列輸入至飛控系統(tǒng)，建立飛行器的橫向穩(wěn)定性控制律。

15、本發(fā)明的基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，在飛行過(guò)程中根據(jù)飛行剖面任務(wù)需要，實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)沿機(jī)翼展向布置的涵道風(fēng)扇開度，實(shí)現(xiàn)飛行器橫向穩(wěn)定性的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)。

技術(shù)特征：

1.基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，其特征在于，所述的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法包括以下步驟：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，包括安裝涵道風(fēng)扇；獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線Ⅰ；獲得飛行器滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線Ⅱ；確定飛行器的橫向穩(wěn)定性范圍；獲得飛行器的動(dòng)力分布方案；建立飛行器的橫向穩(wěn)定性控制律。本發(fā)明的基于分布式動(dòng)力開度的飛行器橫向穩(wěn)定性實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)方法，在飛行過(guò)程中根據(jù)飛行剖面任務(wù)需要，實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)沿機(jī)翼展向布置的涵道風(fēng)扇開度，實(shí)現(xiàn)飛行器橫向穩(wěn)定性的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)。

技術(shù)研發(fā)人員：李永紅,達(dá)興亞,劉備,熊晨曦,董澤洪,郭龍凱,袁培博,朱耀武,蘇詩(shī)佳
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21