一种靶机飞控系统及飞行控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于飞行器的飞行控制领域，特别涉及一种靶机飞控系统及飞行控制方 法。
【背景技术】
[0002] 靶机飞控系统是一个典型的非线性、强耦合、多变量的系统，各变量的细微变化对 靶机的飞行姿态、飞行方向、飞行高度、飞行升力及动力等均有影响，如何使靶机保持高升 力，高稳定性的飞行状态是目前靶机领域急需解决的技术问题；多数靶机是在机翼上安装 高升力装置，其主要包括前缘襟翼和后缘襟翼；目前国内对靶机高升力装置的操作方法都 是通过飞行员手动操作，从而控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动。工作负担繁重，一旦靶机处 于失速迎角状态，或者是误操作，飞行员很难反应过来，进而影响飞行安全。
[0003] CN103744430公开了一种小型无人直升机飞行控制方法，其通过无人直升机飞行 控制系统来实现飞行控制过程，该方法包括飞行执行单元、状态传感器单元、降落伞单元、 飞行控制单元等，该控制方法能够提高靶机的自适应避障飞行能力，使其能在超视距范围 内根据预置指令工作，并在突遇发动机空中熄火时能够利用降落伞缓慢降落；CN103287574 公开了一种飞机增升装置控制方法，其是通过增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹 配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。由于靶机的升力主要是由机翼来提供的， 所以机翼的面积是影响靶机升力的重要指标之一，现有技术中在机翼中增加前缘襟翼和后 缘襟翼就是为了增加机翼的面积从而提高靶机的升力，起到控制靶机稳定飞行的目的。然 而现有技术中公开的前缘襟翼和后缘襟翼收起或放下或摆动多是通过手动，也有根据高升 力装置的偏角来控制的，但是这些飞控系统不能够精确地控制前缘襟翼和后缘襟翼摆动的 时机，也不能够确定摆动多少角度就能够使靶机从失速迎角的状态转换成大迎角的飞行状 ??τ O
【发明内容】
[0004] 为了解决上述技术问题，本发明提供一种靶机飞控系统，其能够在节省靶机飞行 动力的同时，使其长时间地处于大迎角的飞行状态，并且该飞控系统实现了通过测量靶机 的机翼面积来实现自动控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动及控制摆动的角度。
[0005] 本发明具体技术方案如下：
[0006] 本发明提供一种靶机飞控系统，其包括飞行执行单元、传感器单元及飞行控制单 元，其中所述飞行执行单元包括机身，对称设置在机身两侧的机翼和设置在机翼内的推力 矢量发动机；所述每个机翼的前缘和后缘分别设有前缘襟翼槽和后缘襟翼槽，所述前缘襟 翼槽和后缘襟翼槽内分别设有结构相同的前缘襟翼和后缘襟翼；所述前缘襟翼和后缘襟翼 能够相对机翼摆动，且摆动的角度相同；
[0007] 所述传感器单元包括设置在机翼上的气流方向传感器、飞行速度传感器、空气密 度传感器和飞行转速传感器；
[0008] 所述飞行控制单元包括主控器，分别与主控器相连的气流方向接收模块、空气密 度接收模块、飞行速度接收模块、飞行转速接收模块、计算模块、判断模块及飞行转速推断 模块和摆动角度控制模块；所述主控器用于储存靶机的基本参数，包括靶机的翼弦值、机翼 面积、前缘襟翼面积、后缘襟翼面积、临界迎角、机翼上下表面压力差；所述气流方向接收模 块用于接收气流方向传感器采集的气流方向；所述空气密度接收模块用于接收空气密度传 感器采集的空气密度；所述飞行速度接收模块用于接收飞行速度传感器采集的飞行速度； 所述飞行转速接收模块用于接收飞行转速传感器采集的飞行转速；所述计算模块用于计算 靶机的一些参数；所述判断模块用于判断迎角是否是临界迎角，进而判断靶机是否处于失 速迎角状态；所述飞行转速推断模块用于推断出靶机克服失速迎角状态所需的飞行转速； 所述摆动角度控制模块用于控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动角度。
[0009] 本发明通过将前缘襟翼和后缘襟翼设置在机翼内的前缘襟翼槽和后缘襟翼槽内， 使其能够相对机翼摆动，当靶机起飞或处于临界迎角状态时，或者需要提高靶机升力时，前 缘襟翼和后缘襟翼就会从襟翼槽内摆动伸出机翼外，以提高机翼的面积从而提高靶机的升 力；为了准确地控制前缘襟翼和后缘襟翼摆动的时机和摆动角度，本发明通过机翼面积、靶 机升力和飞行转速之间存在的联系来严格控制前缘襟翼和后缘襟翼摆动的角度，以此保证 靶机具有足够的升力的同时还节省了飞机发动机动力的消耗；本发明通过在机翼上设置气 流方向传感器、飞行速度传感器、空气密度传感器和飞行转速传感器，其目的能够实施监测 靶机飞行中所具备的飞行参数及大气状况，减少测量的误差；本发明通过监测气流方向和 靶机翼弦，能够准确地计算靶机的迎角，更准确地控制靶机的飞行；通过监测空气密度，降 低升力计算的误差，通过监测飞机的飞行速度，以此求出飞行的升力，然后通过升力和飞行 转速的关系，求出两者的比值，然后再通过飞行转速推断模块计算出靶机处于失速迎角状 态所需的最低飞行转速，结合升力和飞行转速的比例关系，求出克服失速迎角状态所需的 升力，从而获得克服失速迎角状态所需的机翼面积，然后再计算出前缘襟翼和后缘襟翼需 要摆动的角度，这样的飞控系统能够准确地控制前缘襟翼和后缘襟翼的摆动时机和摆动角 度，操作准确，误差低。
[0010] 进一步优选地，前缘襟翼的一端通过第一转轴铰接到前缘襟翼槽内；所述后缘襟 翼与前缘襟翼另一端相对应的一端通过第二转轴铰接到后缘襟翼槽内。
[0011] 优选地，所述前缘襟翼和后缘襟翼相对机翼摆动时能够分别从前缘襟翼槽和后缘 襟翼槽内伸出，伸出的部位均为扇形结构。
[0012] 优选地，两个扇形面积相同，且两个扇形结构呈中心对称。
[0013] 优选地，所述机翼的上表面为向上拱起的圆弧形，下表面为向上表面凹陷的圆弧 形。这样设置的目的是为了提高机翼上下表面的压力差，以此提供升力。
[0014] 本发明进一步改进的方案为：所述机翼的上表面贴合着与其曲率半径相同的充气 层，所述充气层上部设有蜂窝状的凸块；所述充气层沿着机翼前缘和后缘方向，分别设有向 机翼后缘和前缘延伸的第一流线槽和第二流线槽；所述第一流线槽和第二流线槽内分别设 有第一开合阀和第二开合阀。
[0015] 优选地，所述飞行控制单元还包括与主控器相连的开合控制模块和流体体积接收 模块；所述充气层内设有流体体积测定器；所述流体体积接收模块用于接收流体体积测定 器测定的流体体积；所述开合控制模块用于控制第一开合阀和第二开合阀的开启和闭合。
[0016] 通过以上设置使得气流流经机翼上表面的动能更大了，于是使气流飞流点大大往 后方移动，其一方面增大了升力系数，另一方面使得临界迎角大大增大，增大10°。
[0017] 进一步改进的方案中，所述传感器单元还包括设置在机翼上下表面的压力传感 器；所述飞行控制单元还包括与主控器相连的压力接收模块和压力差模块；所述压力接收 模块用于接收压力传感器采集的上下表面的压力；所述压力差模块用于计算出上下表面的 压力差，所述判断模块用于判断压力差模块计算出的压力差是否达到主控器内存储的预定 值，以此进一步判断靶机是否处于失速迎角状态。
[0018] 进一步的改进方案，所述飞行控制单元还包括与主控器相连的矢量调节模块其用 于调节推力矢量发动机的矢量转角和矢量面积。通过准确控制矢量转角和矢量面积可大幅 度降低矢量喷流对靶机流场的干扰。
[0019] 优选地，所述推力矢量发动机内设有两个轴对称矢量喷管，每个轴对称矢量喷管 均包括转向调节作动筒、喉道面积调节作动筒、喷管控制阀及密封片；所述两个轴对称矢 量喷管通过一个转向环连接，其两个轴对称矢量喷管能够实现360°的旋转。通过安装以 上结构的两个轴对称矢量喷管，可使得推力矢量发动机的矢量转角在地面和空中都能达到 ±30°的要求；转向环具有定心准确、转向灵活的特点，并且能够实现360°的旋转。
[0020] 本发明另一方面还提供了一种靶机飞行控制方法，该飞行控制方法包括如下步 骤：第一步：所述气流方向接收模块接收气流方向传感器采集的气流方向Q 1，所述计算模块 根据气流方向Q1及主控器储存的靶机翼弦值A i，计算出迎角a i，判断模块判断所述迎角 Ct1是否达到主控器内设定的临界迎角α Hn，如未达到临界迎角，靶机处于大迎角状态，前 缘襟翼和后缘襟翼均未摆动；
[0021] 第