一種靶機(jī)飛控系統(tǒng)及飛行控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器的飛行控制領(lǐng)域，特別涉及一種靶機(jī)飛控系統(tǒng)及飛行控制方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 靶機(jī)飛控系統(tǒng)是一個(gè)典型的非線性、強(qiáng)耦合、多變量的系統(tǒng)，各變量的細(xì)微變化對(duì) 靶機(jī)的飛行姿態(tài)、飛行方向、飛行高度、飛行升力及動(dòng)力等均有影響，如何使靶機(jī)保持高升 力，高穩(wěn)定性的飛行狀態(tài)是目前靶機(jī)領(lǐng)域急需解決的技術(shù)問(wèn)題；多數(shù)靶機(jī)是在機(jī)翼上安裝 高升力裝置，其主要包括前緣襟翼和后緣襟翼；目前國(guó)內(nèi)對(duì)靶機(jī)高升力裝置的操作方法都 是通過(guò)飛行員手動(dòng)操作，從而控制前緣襟翼和后緣襟翼的擺動(dòng)。工作負(fù)擔(dān)繁重，一旦靶機(jī)處 于失速迎角狀態(tài)，或者是誤操作，飛行員很難反應(yīng)過(guò)來(lái)，進(jìn)而影響飛行安全。
[0003] CN103744430公開(kāi)了一種小型無(wú)人直升機(jī)飛行控制方法，其通過(guò)無(wú)人直升機(jī)飛行 控制系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行控制過(guò)程，該方法包括飛行執(zhí)行單元、狀態(tài)傳感器單元、降落傘單元、 飛行控制單元等，該控制方法能夠提高靶機(jī)的自適應(yīng)避障飛行能力，使其能在超視距范圍 內(nèi)根據(jù)預(yù)置指令工作，并在突遇發(fā)動(dòng)機(jī)空中熄火時(shí)能夠利用降落傘緩慢降落；CN103287574 公開(kāi)了一種飛機(jī)增升裝置控制方法，其是通過(guò)增加高升力裝置偏角與當(dāng)前飛機(jī)飛行速度匹 配性的檢測(cè)，避免出現(xiàn)不正確的高升力裝置偏角。由于靶機(jī)的升力主要是由機(jī)翼來(lái)提供的， 所以機(jī)翼的面積是影響靶機(jī)升力的重要指標(biāo)之一，現(xiàn)有技術(shù)中在機(jī)翼中增加前緣襟翼和后 緣襟翼就是為了增加機(jī)翼的面積從而提高靶機(jī)的升力，起到控制靶機(jī)穩(wěn)定飛行的目的。然 而現(xiàn)有技術(shù)中公開(kāi)的前緣襟翼和后緣襟翼收起或放下或擺動(dòng)多是通過(guò)手動(dòng)，也有根據(jù)高升 力裝置的偏角來(lái)控制的，但是這些飛控系統(tǒng)不能夠精確地控制前緣襟翼和后緣襟翼擺動(dòng)的 時(shí)機(jī)，也不能夠確定擺動(dòng)多少角度就能夠使靶機(jī)從失速迎角的狀態(tài)轉(zhuǎn)換成大迎角的飛行狀 ??τ O

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供一種靶機(jī)飛控系統(tǒng)，其能夠在節(jié)省靶機(jī)飛行 動(dòng)力的同時(shí)，使其長(zhǎng)時(shí)間地處于大迎角的飛行狀態(tài)，并且該飛控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了通過(guò)測(cè)量靶機(jī) 的機(jī)翼面積來(lái)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)控制前緣襟翼和后緣襟翼的擺動(dòng)及控制擺動(dòng)的角度。
[0005] 本發(fā)明具體技術(shù)方案如下：
[0006] 本發(fā)明提供一種靶機(jī)飛控系統(tǒng)，其包括飛行執(zhí)行單元、傳感器單元及飛行控制單 元，其中所述飛行執(zhí)行單元包括機(jī)身，對(duì)稱(chēng)設(shè)置在機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼和設(shè)置在機(jī)翼內(nèi)的推力 矢量發(fā)動(dòng)機(jī)；所述每個(gè)機(jī)翼的前緣和后緣分別設(shè)有前緣襟翼槽和后緣襟翼槽，所述前緣襟 翼槽和后緣襟翼槽內(nèi)分別設(shè)有結(jié)構(gòu)相同的前緣襟翼和后緣襟翼；所述前緣襟翼和后緣襟翼 能夠相對(duì)機(jī)翼擺動(dòng)，且擺動(dòng)的角度相同；
[0007] 所述傳感器單元包括設(shè)置在機(jī)翼上的氣流方向傳感器、飛行速度傳感器、空氣密 度傳感器和飛行轉(zhuǎn)速傳感器；
[0008] 所述飛行控制單元包括主控器，分別與主控器相連的氣流方向接收模塊、空氣密 度接收模塊、飛行速度接收模塊、飛行轉(zhuǎn)速接收模塊、計(jì)算模塊、判斷模塊及飛行轉(zhuǎn)速推斷 模塊和擺動(dòng)角度控制模塊；所述主控器用于儲(chǔ)存靶機(jī)的基本參數(shù)，包括靶機(jī)的翼弦值、機(jī)翼 面積、前緣襟翼面積、后緣襟翼面積、臨界迎角、機(jī)翼上下表面壓力差；所述氣流方向接收模 塊用于接收氣流方向傳感器采集的氣流方向；所述空氣密度接收模塊用于接收空氣密度傳 感器采集的空氣密度；所述飛行速度接收模塊用于接收飛行速度傳感器采集的飛行速度； 所述飛行轉(zhuǎn)速接收模塊用于接收飛行轉(zhuǎn)速傳感器采集的飛行轉(zhuǎn)速；所述計(jì)算模塊用于計(jì)算 靶機(jī)的一些參數(shù)；所述判斷模塊用于判斷迎角是否是臨界迎角，進(jìn)而判斷靶機(jī)是否處于失 速迎角狀態(tài)；所述飛行轉(zhuǎn)速推斷模塊用于推斷出靶機(jī)克服失速迎角狀態(tài)所需的飛行轉(zhuǎn)速； 所述擺動(dòng)角度控制模塊用于控制前緣襟翼和后緣襟翼的擺動(dòng)角度。
[0009] 本發(fā)明通過(guò)將前緣襟翼和后緣襟翼設(shè)置在機(jī)翼內(nèi)的前緣襟翼槽和后緣襟翼槽內(nèi)， 使其能夠相對(duì)機(jī)翼擺動(dòng)，當(dāng)靶機(jī)起飛或處于臨界迎角狀態(tài)時(shí)，或者需要提高靶機(jī)升力時(shí)，前 緣襟翼和后緣襟翼就會(huì)從襟翼槽內(nèi)擺動(dòng)伸出機(jī)翼外，以提高機(jī)翼的面積從而提高靶機(jī)的升 力；為了準(zhǔn)確地控制前緣襟翼和后緣襟翼擺動(dòng)的時(shí)機(jī)和擺動(dòng)角度，本發(fā)明通過(guò)機(jī)翼面積、靶 機(jī)升力和飛行轉(zhuǎn)速之間存在的聯(lián)系來(lái)嚴(yán)格控制前緣襟翼和后緣襟翼擺動(dòng)的角度，以此保證 靶機(jī)具有足夠的升力的同時(shí)還節(jié)省了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力的消耗；本發(fā)明通過(guò)在機(jī)翼上設(shè)置氣 流方向傳感器、飛行速度傳感器、空氣密度傳感器和飛行轉(zhuǎn)速傳感器，其目的能夠?qū)嵤┍O(jiān)測(cè) 靶機(jī)飛行中所具備的飛行參數(shù)及大氣狀況，減少測(cè)量的誤差；本發(fā)明通過(guò)監(jiān)測(cè)氣流方向和 靶機(jī)翼弦，能夠準(zhǔn)確地計(jì)算靶機(jī)的迎角，更準(zhǔn)確地控制靶機(jī)的飛行；通過(guò)監(jiān)測(cè)空氣密度，降 低升力計(jì)算的誤差，通過(guò)監(jiān)測(cè)飛機(jī)的飛行速度，以此求出飛行的升力，然后通過(guò)升力和飛行 轉(zhuǎn)速的關(guān)系，求出兩者的比值，然后再通過(guò)飛行轉(zhuǎn)速推斷模塊計(jì)算出靶機(jī)處于失速迎角狀 態(tài)所需的最低飛行轉(zhuǎn)速，結(jié)合升力和飛行轉(zhuǎn)速的比例關(guān)系，求出克服失速迎角狀態(tài)所需的 升力，從而獲得克服失速迎角狀態(tài)所需的機(jī)翼面積，然后再計(jì)算出前緣襟翼和后緣襟翼需 要擺動(dòng)的角度，這樣的飛控系統(tǒng)能夠準(zhǔn)確地控制前緣襟翼和后緣襟翼的擺動(dòng)時(shí)機(jī)和擺動(dòng)角 度，操作準(zhǔn)確，誤差低。
[0010] 進(jìn)一步優(yōu)選地，前緣襟翼的一端通過(guò)第一轉(zhuǎn)軸鉸接到前緣襟翼槽內(nèi)；所述后緣襟 翼與前緣襟翼另一端相對(duì)應(yīng)的一端通過(guò)第二轉(zhuǎn)軸鉸接到后緣襟翼槽內(nèi)。
[0011] 優(yōu)選地，所述前緣襟翼和后緣襟翼相對(duì)機(jī)翼擺動(dòng)時(shí)能夠分別從前緣襟翼槽和后緣 襟翼槽內(nèi)伸出，伸出的部位均為扇形結(jié)構(gòu)。
[0012] 優(yōu)選地，兩個(gè)扇形面積相同，且兩個(gè)扇形結(jié)構(gòu)呈中心對(duì)稱(chēng)。
[0013] 優(yōu)選地，所述機(jī)翼的上表面為向上拱起的圓弧形，下表面為向上表面凹陷的圓弧 形。這樣設(shè)置的目的是為了提高機(jī)翼上下表面的壓力差，以此提供升力。
[0014] 本發(fā)明進(jìn)一步改進(jìn)的方案為：所述機(jī)翼的上表面貼合著與其曲率半徑相同的充氣 層，所述充氣層上部設(shè)有蜂窩狀的凸塊；所述充氣層沿著機(jī)翼前緣和后緣方向，分別設(shè)有向 機(jī)翼后緣和前緣延伸的第一流線槽和第二流線槽；所述第一流線槽和第二流線槽內(nèi)分別設(shè) 有第一開(kāi)合閥和第二開(kāi)合閥。
[0015] 優(yōu)選地，所述飛行控制單元還包括與主控器相連的開(kāi)合控制模塊和流體體積接收 模塊；所述充氣層內(nèi)設(shè)有流體體積測(cè)定器；所述流體體積接收模塊用于接收流體體積測(cè)定 器測(cè)定的流體體積；所述開(kāi)合控制模塊用于控制第一開(kāi)合閥和第二開(kāi)合閥的開(kāi)啟和閉合。
[0016] 通過(guò)以上設(shè)置使得氣流流經(jīng)機(jī)翼上表面的動(dòng)能更大了，于是使氣流飛流點(diǎn)大大往 后方移動(dòng)，其一方面增大了升力系數(shù)，另一方面使得臨界迎角大大增大，增大10°。
[0017] 進(jìn)一步改進(jìn)的方案中，所述傳感器單元還包括設(shè)置在機(jī)翼上下表面的壓力傳感 器；所述飛行控制單元還包括與主控器相連的壓力接收模塊和壓力差模塊；所述壓力接收 模塊用于接收壓力傳感器采集的上下表面的壓力；所述壓力差模塊用于計(jì)算出上下表面的 壓力差，所述判斷模塊用于判斷壓力差模塊計(jì)算出的壓力差是否達(dá)到主控器內(nèi)存儲(chǔ)的預(yù)定 值，以此進(jìn)一步判斷靶機(jī)是否處于失速迎角狀態(tài)。
[0018] 進(jìn)一步的改進(jìn)方案，所述飛行控制單元還包括與主控器相連的矢量調(diào)節(jié)模塊其用 于調(diào)節(jié)推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的矢量轉(zhuǎn)角和矢量面積。通過(guò)準(zhǔn)確控制矢量轉(zhuǎn)角和矢量面積可大幅 度降低矢量噴流對(duì)靶機(jī)流場(chǎng)的干擾。
[0019] 優(yōu)選地，所述推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)設(shè)有兩個(gè)軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管，每個(gè)軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管 均包括轉(zhuǎn)向調(diào)節(jié)作動(dòng)筒、喉道面積調(diào)節(jié)作動(dòng)筒、噴管控制閥及密封片；所述兩個(gè)軸對(duì)稱(chēng)矢 量噴管通過(guò)一個(gè)轉(zhuǎn)向環(huán)連接，其兩個(gè)軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管能夠?qū)崿F(xiàn)360°的旋轉(zhuǎn)。通過(guò)安裝以 上結(jié)構(gòu)的兩個(gè)軸對(duì)稱(chēng)矢量噴管，可使得推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的矢量轉(zhuǎn)角在地面和空中都能達(dá)到 ±30°的要求；轉(zhuǎn)向環(huán)具有定心準(zhǔn)確、轉(zhuǎn)向靈活的特點(diǎn)，并且能夠?qū)崿F(xiàn)360°的旋轉(zhuǎn)。
[0020] 本發(fā)明另一方面還提供了一種靶機(jī)飛行控制方法，該飛行控制方法包括如下步 驟：第一步：所述氣流方向接收模塊接收氣流方向傳感器采集的氣流方向Q 1，所述計(jì)算模塊 根據(jù)氣流方向Q1及主控器儲(chǔ)存的靶機(jī)翼弦值A(chǔ) i，計(jì)算出迎角a i，判斷模塊判斷所述迎角 Ct1是否達(dá)到主控器內(nèi)設(shè)定的臨界迎角α Hn，如未達(dá)到臨界迎角，靶機(jī)處于大迎角狀態(tài)，前 緣襟翼和后緣襟翼均未擺動(dòng)；
[0021] 第