一种基于新型嵌入面的无尾飞机横航向变稳控制机理研究

The tailless blended wing-body aircraft has significant value in the application of novel unmanned combat aircrafts, as it is characterized by high aerodynamic lift efficiency and good stealth characteristics.However, the tailless aircraft doesn’t have sufficient lateral stability. If a specific rolling maneuver at high angle of attack is conducted along the axis of speed, the angle of attack and the angle of sideslip will interchange with each other, at which moment the aircraft will be trapped in a state of stall with a big angle of sideslip and crash consequently. Thus, it is essential for us to improve the lateral stability and maneuverability of the aircraft to enhance its maneuverability at high angle of attack.The program proposes a kind of autonomous rendezvous control method for the new type of embedded surface. Flight phases and tasks can be ascertained through the Bayesian network based autonomous rendezvous control strategy. The lateral stability of the tailless aircraft will be accordingly varied and guaranteed, after the tilting angle of the embedded surface alters with the flight status (speed, angle of sideslip, angle of attack).This program intends to improve the fighter's course stability and maneuverability in close maneuvering flight without reducing its stealth performance. A dynamic mathematical model of the tailless aircraft varying with the embedded surface tilting angle will be established. Researches of the Bayesian network based autonomous rendezvous control strategy will be conducted, which realizes the dynamic adjustment of the lateral stability. The coordinating control of the tailless aircraft’s embedded surface will be achieved by studying the control allocation method of strong coupling system.

无尾翼身融合布局飞机气动升力效率高、隐身特性好，在新型无人作战飞机的应用中具有重要的价值。但是，无尾飞机的横航向稳定性较差，若飞机做绕速度轴的矢量滚筒机动，将出现迎角与侧滑角互换的情况，这时较差的航向稳定性将可能导致飞机陷入大侧滑失速而坠毁。因此，提高无尾飞机的航向稳定性和操纵性是增强其大迎角机动性能必须要解决的问题。本项目提出了一种基于新型嵌入面的自主变稳控制方法：通过基于贝叶斯决策的变稳控制策略，自主判明飞机当前飞行阶段与任务，并根据飞行状态（速度、侧滑角、迎角）自适应控制嵌入面倾斜角，从而改变并提高无尾飞机的航向稳定性。本项目拟通过研究建立无尾飞机随嵌入面倾斜角变化的动态数学模型，通过探索基于贝叶斯决策的变稳控制方法来实现对飞机横航向稳定性的动态调节，通过研究强耦合控制分配方法实现对无尾飞机嵌入面的协调控制，从而保证飞机突防隐身性的同时增强其近距机动飞行时的航向稳定性和操纵性。

根据本项目研究计划，课题组自主设计了一架基于新型嵌入面的无尾飞机XQ-8A，完成了基于该飞机的横航向变稳控制机理研究，进行了该飞机的机体设计、气动数据计算、横航向稳定性分析、变稳控制方法研究和气动舵面协调分配等研究内容，取得的主要研究成果有：(1)采用基于N-S方程/LBM的CFD数值计算方法，研究了可倾转嵌入面随其倾角变化所产生的定常/非定常气动耦合问题；(2)针对气动数据设计了随嵌入面倾角变化的飞机建模方法，完成了六自由度非线性飞机建模、配平、线性化和特性分析等工作，并通过气动数据和自然特性分析结论研究出该新型嵌入面无尾飞机的横航向稳定性特性；(3)针对该飞机的特性通过传统舵面控制分配方法设计了传统的PID控制律，并进行了Matlab Simulink仿真验证。针对传统控制律设计的缺陷和不足，进行了基于反步法的先进控制律设计研究，并使用该方法对该飞机进行了“滚筒”机动控制，测试了飞机机动性能，并体现出该控制律方法不需要舵面控制分配、适用性强的特点；(4)针对该飞机具有多个气动操纵面的特性，进行了气动舵面协调分配方法的研究，研究并对比了基于加权伪逆方法和串接链方法的多气动舵面协调分配方法。通过建立和分析非线性分配模型，提出了一种基于舵面位置反馈的非线性分配方法，并且与已有的SQP方法进行对比，凸显了该方法具有实时性强、精度高的优点，同时该方法能够与现有的线性控制分配方法结合，具有很强的通用性。(5)分析研究了V尾倾斜角控制问题，在不同侧滑角下进行了矢量滚筒大机动的不同V尾倾斜角的仿真，获得了V尾倾斜角与侧滑角、迎角等的统计关系，基于仿真结果和统计参数，提出了由侧滑角、迎角进行插值求取V尾倾斜角的控制策略，并且借助于继电器性质设计了V尾倾斜角控制策略，实现了基于新型嵌入面的无尾飞机嵌入面倾斜角控制策略研究。结合本项目研究，发表论文32篇，其中 SCI 检索9篇(中科院JCR 1区6篇)， EI 检索12篇，培养博士研究生8名，硕士研究生6名。