一种固定翼飞行器及其姿态控制方法与流程

1.本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种用于无垂直尾翼的固定翼飞行器及其姿态控制方法。

背景技术：

2.现已被成功制造的无垂直尾翼固定翼飞行器和已公开的有关技术方案主要以军用为主。无垂直尾翼飞行器的主要优点在于：1、作为雷达反射平面的垂尾被去除后，使飞行器的外型简化，有效地降低了飞行器的rcs值；2、垂尾被去除后，减少了阻力源，使整机的升阻比提高。
3.现已被成功制造的产品和提出的技术方案问世，例如美国的隐形轰炸机b-2,b-21，x-36(技术验证机)，x47b(无人机)等。为飞机飞行时提供偏航和偏航操纵力矩的垂直尾翼被去除后，飞机飞行时的偏航和偏航操纵力矩将由其他装置等效地提供。上述飞机共同的技术措施为，在飞机主翼的外端的、与主翼前缘平行的后缘处设置开裂式阻力舵，其下部向下偏转，所产生的向上力矩被阻力舵向上偏转的部分所产生的向下力矩所抵消，阻力舵上、下部分各自产生的阻力力矩共同产生围绕飞机重心的偏航力矩实现偏航和偏航操纵。该技术方案的局限性在于：当飞行器处于定常的巡航飞行和小坡度偏航机动模态时，其迎角处于较小状态，阻力舵的向上偏转部分处于机翼上表面后部未分离的、流速较高的来流中，气动效率较高，可以产生足够的向下力矩和阻力力矩，因此阻力舵可以产生满足实现偏航操纵所需要的操纵力矩。当对飞行器提出大迎角、大坡度机动飞机的设计要求时，开裂式阻力舵将无法有效提供偏航和操纵力矩，其原因在于：当飞行器处于大迎角模态、尤其是接近失速迎角时，机翼上表面后部的来流部分地成为紊流，阻力舵的向上偏转部分的速压降低而无法产生足够的向下力矩而无法有效平衡阻力舵下偏部分所产生的向上力矩，因此开裂式阻力舵无法在大迎角模态中实现飞行器的有效的偏航操纵。进一步地，当飞行器处于过失速模态时，开裂阻力舵完全失效，飞行器的姿态控制将仅能通过矢量推力实现。

技术实现要素：

4.发明目的：为克服上述现有技术方案的偏航和操纵的功能局限，本发明提供了一种在上述所有模态中均能通过气动面控制实现有效的偏航和操纵的固定翼飞行器及其姿态控制方法。
5.技术方案：
6.一种固定翼飞行器，飞行器本体，其上设有飞行控制计算机以及与所述飞行控制计算机连接的迎角传感器、侧滑角传感器和坡度传感器；所述飞行器本体的主翼对称安装在所述飞行器本体两侧，所述主翼前缘后掠；
7.所述主翼后缘前掠；在两侧所述主翼的后缘位置处对称安装有通过飞行控制计算机控制偏转的气动控制面；在所述飞行器本体尾部两侧位置处对称安装有通过飞行控制计
算机控制转动的尾鳍，所述尾鳍的转动轴线后掠；
8.所述尾鳍转动轴线的后掠角大于或等于所述主翼前缘后掠角，所述尾鳍所在的弦平面与所述主翼前缘所在的弦平面平行或二者夹角小于15
°
。
9.所述气动控制面采用襟副翼，所述襟副翼的转轴布置在所述主翼的铰接线上。
10.所述气动控制面采用襟翼与副翼，在所述主翼左右两侧的后缘远离所述飞行器本体的位置处分别转动安装有副翼，在所述主翼左右两侧的后缘靠近所述飞行器本体的位置处分别转动安装有襟翼；同时，在所述飞行器本体内安装有分别用于控制所述襟翼和所述副翼转动的作动器，且在所述飞行器本体内安装有分别用于采集所述襟翼和所述副翼转动角度的偏角传感器。
11.所述尾鳍的前缘与其后缘平行，其外缘与其内缘平行；且所述尾鳍的外缘与所述飞行器本体的边条平行，同时所述主翼的前缘与所述尾鳍的前缘平行。
12.所述尾鳍的转轴设置在所述尾鳍的前缘与后缘之间。
13.一种固定翼飞行器的姿态控制方法，包括：
14.(1)偏航：
15.(11)当飞行器处于其迎角小于失速迎角，且飞行控制计算机未向控制面作动器发送操纵指令信号的直航模态时：
16.(111)当侧滑角传感器采集得到飞行器的侧滑角加速度为零时，所述主翼上的所述气动控制面不作偏转，此时通过飞行控制计算机控制所述尾鳍与当地流场呈实时零迎角状态；
17.(112)当飞行器受到扰动使其产生侧滑角加速度时，所述侧滑角转感器将其采集得到的实时偏转角加速度信号传入所述飞行控制计算机；
18.所述飞行控制计算机据此计算对应侧尾鳍、对应侧气动控制面的转动角度，并分别据此控制对应侧尾鳍，使其上表面在当地流场中呈负迎角姿态，同时其偏角传感器实时采集其转动角度；此时另一侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态；同时，通过飞行控制计算机控制对应侧气动控制面后缘向下偏转，同时其偏角传感器实时采集其转动角度，而另一侧气动控制面保持原位；
19.当飞行器机头偏移的角加速度或侧滑角消失后，对应侧尾鳍返回实时零迎角状态，对应侧气动控制面返回初始位置；
20.(12)当飞行器处于迎用大于失速迎角的过失速模态，且飞行控制计算机未向控制面作动器发送操纵指令信号的直航模态时；
21.(121)当飞行器未受外界扰动，且侧滑角传感器采集得到飞行器偏航加速度为零时，所述气动控制面不作偏转，此时通飞行控制计算机控制所述左右侧尾鳍的前缘下偏，使两侧尾鳍在当地流场中呈自适应的实时零迎角状态；
22.(122)当飞行器受到外界扰动使机体产生侧滑角加速度时，所述侧滑角传感器将其采集获得的实时侧滑角加速度信号传入所述飞行控制计算机，飞行控制计算机据此计算所述两侧尾鳍的前缘同时向侧滑背侧方向偏转的角度，并控制尾鳍作动器作动至特定偏角，同时尾鳍偏角传感器采集尾鳍偏角并将信号传至飞行控制计算机；同时飞行器机头偏移的角加速度或侧滑角消失后，飞行控制计算机控制左右尾鳍返回自适应的当地流场零迎角状态；
23.(2)偏航操纵：
24.(21)当飞行器的迎角小于失速迎角的模态下，当有偏航操纵指令输入，使飞行器进行偏航操纵时；
25.飞行器在向偏航方向内侧滚转，通过坡度传感器采集飞行器滚转坡度，当达到指定坡度时，滚转指令解除，所述气动控制面回归初始位置，飞行器在相应的迎角和推力水平下进入相应的偏航盘旋机动，此时，飞行控制计算机控制相应气动控制面和相应尾鳍向下翻转，从而使得相应尾鳍上表面在当地流场中倾斜地呈负迎角姿态，此时另一侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态；此时，相应尾鳍所产生的向下力距分量与相应气动控制面所产生的向上力距分量数值相等方向相反，互相抵消以保持飞行器机体横侧的稳定并保持原有的坡度；
26.(22)当飞行器处于过失速模态时，在偏航操纵指令输入前，左、右侧尾鳍仍在飞行控制器的控制下在当地流场中保持实时零迎角状态：
27.偏航操纵指令转入飞行控制计算机后，通过飞行控制计算机控制左、右侧尾鳍作动器，使得左、右侧尾鳍的前缘同时等角度地向相应方向偏转，左、右侧尾鳍共同产生相应方向的侧力力距，实现飞行器机体的偏转。
28.有益效果：本发明的固定翼飞行器在前述所有模态中均能通过气动面控制实现有效的偏航和偏航操纵，实现了无垂直尾翼条件下对固定翼飞行器的偏航和偏航操纵，完成了对固定翼飞行器垂直尾翼功能的等效替代。
附图说明
29.图1为本发明一个实施例的固定翼飞行器的结构示意图。
30.图2为本发明另一个实施例的固定翼飞行器的结构示意图。
31.图3为本发明的姿态控制方法流程图。
32.其中，1为飞行器本体，11为主翼，12为尾鳍，13为襟副翼，14为襟翼，15为副翼；
33.ab表示飞行器本体边条，bc表示主翼前缘，de表示尾鳍前缘，fh表示尾鳍后缘，ef表示尾鳍外缘，gh表示尾鳍内缘。
具体实施方式
34.下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明。
35.如图1、2所示，本发明的固定翼飞行器包括飞行器本体1及安装在飞行器本体1上的主翼11，在飞行器本体1内设置有飞行控制计算机，在飞行器本体1上分别安装有迎角传感器、侧滑角传感器及坡度传感器；主翼11前缘后掠，后缘前掠。主翼11的后缘对称位置处通过转轴转动安装有襟副翼13，并在左、右主翼11安装有用于控制襟副翼13偏动的襟副翼作动器，且在襟副翼作动器上安装有用于采集襟副翼13转动角度的襟副翼偏角传感器；在飞行器本体1尾部两侧对称位置处通过转轴转动安装在飞行器本体1两侧的尾鳍12，尾鳍12转轴在尾鳍上位于前缘de后缘fh之间并后掠(其后掠角大于等于前缘de的后掠角)，该转轴经过尾鳍内缘gh与飞行器本体1相连，尾鳍12所在的弦平面与主翼11前缘所在的弦平面平行或二者夹角小于15
°
；在飞行器本体1内安装有用于控制尾鳍12转动的尾鳍作动器，且在该作动器上安装有用于采集尾鳍12转动角度的尾鳍偏角传感器。
36.其中，迎角传感器、侧滑角传感器、坡度传感器、襟副翼偏角传感器及尾鳍偏角传感器均与飞行控制计算机连接，并将其采集的数据信号发送给飞行控制计算机；襟副翼作动器和尾鳍作动器均与飞行控制计算机连接，并通过飞行控制计算机控制其运动，进而分别控制襟副翼13和尾鳍12自由偏转。
37.在本发明中，襟副翼13的转轴布置在主翼11的铰接线上。
38.在本发明具体实施例中，尾鳍前缘de与尾鳍后缘fh平行，尾鳍外缘ef与尾鳍内缘gh平行。且尾鳍12的外缘ef(或内缘gh)与飞行器本体1边条ab平行，同时主翼11的前缘bc与尾鳍12的前缘de(或后缘fh)平行。
39.在本发明中，尾鳍12的转轴与尾鳍12同平面，且设置在尾鳍前缘de与尾鳍后缘fh之间。
40.在本发明另一实施例中，在左、右主翼11的后缘远离飞行器本体1的位置处分别通过转轴转动安装有副翼15，在左、右主翼11的后缘靠近飞行器本体1的位置处分别通过转轴转动安装有襟翼14，同时，在飞行器本体1内安装有分别用于控制襟翼13和副翼15转动的作动器，且在飞行器本体1内安装有分别用于采集襟翼14和副翼15转动角度的偏角传感器。
41.本发明中，当飞行器在飞行包线内的所有迎角下处于无偏航或无操纵指令输入时，通过飞行控制计算机控制尾鳍在任意迎角下与当地来流呈自适应实时零迎角状态。
42.本发明的一种固定翼飞行器姿态控制方法的实例，包括：
43.(1)偏航
44.(11)当飞行器处于迎角小于失速迎角的直航模态时；
45.(111)当侧滑角传感器采集得到飞行器的侧滑角为零时，主翼11上的襟副翼13不作偏转，此时通过飞行控制计算机控制尾鳍与当地来流呈自适应实时零迎角状态；
46.(112)当飞行器受到扰动使其产生侧滑角加速度时，以左侧滑为例：
47.飞行器产生向右偏转的角加速度，侧滑角转感器将其采集得到的实时侧滑角加速度信号传入飞行控制计算机，飞行控制计算机据此计算左侧尾鳍、左侧襟副翼的转动角度，并分别传至左侧尾鳍作动器、左侧襟副翼作动器，令左侧尾鳍前缘自初始位置(无新操纵指令输入)向下偏转，使左侧尾鳍上表面在当地流场中倾斜地呈负迎角姿态，同时其偏角传感器实时采集其转动角度；此时左侧尾鳍分别产生向右、向下、向后三个力矩分量；左侧襟副翼在飞行控制计算机指令下其后缘向下偏转，同时其偏角传感器实时采集其转动角度；飞行控制计算机和坡度角传感器控制左侧尾鳍所产生的向下力矩分量与相同侧襟副翼所产生的向上力矩分量数值相等方向相反，两力矩分量互相抵消使坡度传感器采集的滚转角加速度为零，以保持飞行器机体横侧的稳定并保持原有的坡度；此时右侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态；右侧襟副翼无操纵输入，保持原位；左侧襟副翼产生的向后的阻力分量与左侧尾鳍所产生的向后阻力力矩分量和向右侧力力矩分量共同产生使机头向左偏转的偏航恢复角加速度，保持飞行器本身的偏航；当飞行器机头向右偏移的角加速度或侧滑角消失后，左侧尾鳍返回自适应实时零迎角状态，左侧襟副翼返回初始位置。
48.右侧滑时的控制相反，只是针对的是右侧尾鳍和右侧襟副翼。
49.(12)当飞行器处于其迎角超过失速迎角(即处于过失速模态)时，若遇侧风等因素扰动使飞行器机头产生偏转的角加速度时，仍以飞行器机头向右偏转为例：
50.侧滑角传感器将其采集的侧滑角加速度信号传至飞行控制计算机，飞行控制计算机据此计算左、右尾鳍的偏转角度，并向左、右尾鳍作动器发送指令，使左、右尾鳍的前缘同时等角度地向右偏转，产生使飞行器机头向左偏转角加速度以消除飞行器机头偏移趋势，同时左、右尾鳍的偏角传感器分别实时采集其转动角度；当飞行器机头偏移的角加速度或侧滑角消失后，左、右尾鳍在飞行控制计算机指令下返回自适应零迎角状态。
51.(2)偏航操纵
52.(21)在飞行器的迎角小于失速迎角的模态下，当有偏航操纵指令输入，使飞行器进行偏航操纵时，以向左偏航为例：
53.飞行器在向左滚转产生特定的坡度时，通过坡度传感器采集飞行器滚转坡度，当达到指定坡度时，滚转指令解除后参与滚转操纵的襟副翼回归初始位置，飞行器在相应的迎角和推力作用下进入向左偏航盘旋机动，为消除所产生的左侧滑角，飞行控制计算机控制左侧襟副翼作动器和左侧尾鳍作动器，从而使得左侧襟副翼和左侧尾鳍偏转，使左侧尾鳍的前缘自适应实时零迎角状态向下偏转，左侧尾鳍上表面在当地流场中倾斜地呈负迎角姿态，分别产生向右、向下、向后三个力矩分量，同时，飞行控制计算机发送控制指令至左侧的襟副翼作动器，控制左侧襟副翼的后缘自初始位置向下偏转，产生向上和向后的阻力力矩分量，飞行控制计算机和坡度角传感器控制左侧尾鳍所产生的向下力矩分量与左侧襟副翼所产生的向上力矩分量数值相等方向相反，以保持滚转角加速度为零为原则互相以维持飞行器机体横侧既有的坡度；此时右侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态，右侧襟副翼不作偏转。
54.向右偏航操纵时的控制相反，只是针对的是右侧尾鳍和右侧襟副翼。
55.(22)当飞行器迎角超过失速迎角即处于过失速模态时，在偏航操纵指令输入前，左、右侧尾鳍仍在飞行控制器的控制下在当地流场中保持实时零迎角状态，以使飞行器机头向左偏转为例：通过飞行控制计算机控制左、右侧尾鳍作动器，从而使得左、右侧尾鳍的前缘同时等角度地向右偏转，左、右侧尾鳍共同产生向左的侧力力矩，实现飞行器机体的向左偏转。
56.在本发明中，针对前述另一实施例的固定翼飞行器，在具体进行偏航和偏航操纵过程中，飞行控制计算机对其襟翼14和副翼15施加类似于前述襟副翼13的控制。
57.本发明通过上述各模态中翼面系统的操纵方法，实现了在无垂直尾翼条件对固定翼飞行器的偏航和偏航操纵，完成了对固定翼飞行器垂直尾翼功能的等效替代。
58.以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换(如数量、形状、位置等)，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

技术特征：

1.一种固定翼飞行器，飞行器本体，其上设有飞行控制计算机以及与所述飞行控制计算机连接的迎角传感器、侧滑角传感器和坡度传感器；所述飞行器本体的主翼对称安装在所述飞行器本体两侧，所述主翼前缘后掠；其特征在于：所述主翼后缘前掠；在两侧所述主翼的后缘位置处对称安装有通过飞行控制计算机控制偏转的气动控制面；在所述飞行器本体尾部两侧位置处对称安装有通过飞行控制计算机控制转动的尾鳍，所述尾鳍的转动轴线后掠；所述尾鳍转动轴线的后掠角大于或等于所述主翼前缘后掠角，所述尾鳍所在的弦平面与所述主翼前缘所在的弦平面平行或二者夹角小于15
°
。2.根据权利要求1所述的固定翼飞行器，其特征在于：所述气动控制面采用襟副翼，所述襟副翼的转轴布置在所述主翼的铰接线上。3.根据权利要求1所述的固定翼飞行器，其特征在于：所述气动控制面采用襟翼与副翼，在所述主翼左右两侧的后缘远离所述飞行器本体的位置处分别转动安装有副翼，在所述主翼左右两侧的后缘靠近所述飞行器本体的位置处分别转动安装有襟翼；同时，在所述飞行器本体内安装有分别用于控制所述襟翼和所述副翼转动的作动器，且在所述飞行器本体内安装有分别用于采集所述襟翼和所述副翼转动角度的偏角传感器。4.根据权利要求1述的固定翼飞行器，其特征在于：所述尾鳍的前缘与其后缘平行，其外缘与其内缘平行；且所述尾鳍的外缘与所述飞行器本体的边条平行，同时所述主翼的前缘与所述尾鳍的前缘平行。5.根据权利要求1的固定翼飞行器，其特征在于：所述尾鳍的转轴设置在所述尾鳍的前缘与后缘之间。6.一种应用权利要求1～5任一所述的固定翼飞行器的姿态控制方法，其特征在于：包括：(1)偏航：(11)当飞行器处于其迎角小于失速迎角，且飞行控制计算机未向控制面作动器发送操纵指令信号的直航模态时：(111)当侧滑角传感器采集得到飞行器的侧滑角加速度为零时，所述主翼上的所述气动控制面不作偏转，此时通过飞行控制计算机控制所述尾鳍与当地流场呈实时零迎角状态；(112)当飞行器受到扰动使其产生侧滑角加速度时，所述侧滑角转感器将其采集得到的实时偏转角加速度信号传入所述飞行控制计算机；所述飞行控制计算机据此计算对应侧尾鳍、对应侧气动控制面的转动角度，并分别据此控制对应侧尾鳍，使其上表面在当地流场中呈负迎角姿态，同时其偏角传感器实时采集其转动角度；此时另一侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态；同时，通过飞行控制计算机控制对应侧气动控制面后缘向下偏转，同时其偏角传感器实时采集其转动角度，而另一侧气动控制面保持原位；当飞行器机头偏移的角加速度或侧滑角消失后，对应侧尾鳍返回实时零迎角状态，对应侧气动控制面返回初始位置；(12)当飞行器处于迎用大于失速迎角的过失速模态，且飞行控制计算机未向控制面作动器发送操纵指令信号的直航模态时；
(121)当飞行器未受外界扰动，且侧滑角传感器采集得到飞行器偏航加速度为零时，所述气动控制面不作偏转，此时通飞行控制计算机控制所述左右侧尾鳍的前缘下偏，使两侧尾鳍在当地流场中呈自适应的实时零迎角状态；(122)当飞行器受到外界扰动使机体产生侧滑角加速度时，所述侧滑角传感器将其采集获得的实时侧滑角加速度信号传入所述飞行控制计算机，飞行控制计算机据此计算所述两侧尾鳍的前缘同时向侧滑背侧方向偏转的角度，并控制尾鳍作动器作动至特定偏角，同时尾鳍偏角传感器采集尾鳍偏角并将信号传至飞行控制计算机；同时飞行器机头偏移的角加速度或侧滑角消失后，飞行控制计算机控制左右尾鳍返回自适应的当地流场零迎角状态；(2)偏航操纵：(21)当飞行器的迎角小于失速迎角的模态下，当有偏航操纵指令输入，使飞行器进行偏航操纵时；飞行器在向偏航方向内侧滚转，通过坡度传感器采集飞行器滚转坡度，当达到指定坡度时，滚转指令解除，所述气动控制面回归初始位置，飞行器在相应的迎角和推力水平下进入相应的偏航盘旋机动，此时，飞行控制计算机控制相应气动控制面和相应尾鳍向下翻转，从而使得相应尾鳍上表面在当地流场中倾斜地呈负迎角姿态，此时另一侧尾鳍仍在飞行控制计算机的控制下保持实时零迎角状态；此时，相应尾鳍所产生的向下力距分量与相应气动控制面所产生的向上力距分量数值相等方向相反，互相抵消以保持飞行器机体横侧的稳定并保持原有的坡度；(22)当飞行器处于过失速模态时，在偏航操纵指令输入前，左、右侧尾鳍仍在飞行控制器的控制下在当地流场中保持实时零迎角状态：偏航操纵指令转入飞行控制计算机后，通过飞行控制计算机控制左、右侧尾鳍作动器，使得左、右侧尾鳍的前缘同时等角度地向相应方向偏转，左、右侧尾鳍共同产生相应方向的侧力力距，实现飞行器机体的偏转。

技术总结

本发明公开了一种固定翼飞行器，包括飞行器本体，其上设有飞行控制计算机及与所述飞行控制计算机连接的迎角传感器、侧滑角传感器和坡度传感器；主翼对称安装在所述飞行器本体两侧，且其前缘后掠；所述主翼后缘前掠；在两侧所述主翼的后缘位置处对称安装有通过飞行控制计算机控制偏转的气动控制面；在所述飞行器本体尾部两侧位置处对称安装有通过飞行控制计算机控制转动的尾鳍，所述尾鳍的转动轴线后掠；所述尾鳍转动轴线的后掠角大于或等于所述主翼前缘后掠角，所述尾鳍所在的弦平面与所述主翼前缘所在的弦平面平行或二者夹角小于15