新一代歼击建模及仿真研究.doc

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1、新一代歼击机建模及仿真研究摘要：针对新一代歼击机气动外形与传统歼击机的不同及其模型具有非线性、强耦合、不确定性等特点，基于Matlab插值函数和S函数分别计算和建立新一代歼击机的气动参数及六自由度十二状态微分方程，并利用Trim函数进行飞机配平研究。最后利用非线性动态逆法设计的控制律进行飞行仿真实验，仿真结果表明所建立的模型和获取的平衡状态可用于新一代歼击机的控制器设计和仿真研究。关键词：新一代歼击机，非线性建模，仿真研究中图分类号：TP273文献标识码：AModelandSimulationResearchofNewGenerationFl

2、ighterAbstract：Sincenewgenerationflightinvolvescharacteristicsofnonlinearity,strongcoupling,uncertainty,andtheparticularityinaerodynamicshape,theaerodynamiccoefficientsiscalculatedbasedoninterpolationfunctions,sixfreedomdifferentialequationisestablishedbasedonS-functions,an

3、dcomputestheflighttrimpointswiththetrimfunction.Finally,thesimulationstudiesshowtheestablishedmodelisfeasiblewiththedesignedcontrollaws.Keywords:NewGenerationFlight,NonlinearityModeling,Simulationstudies1引言新一代歼击机具备超机动飞行和大迎角过失速机动等能力。为了改善失速状态和大迎角状态时垂直尾翼的气动特性、短距起降性能、过失速机动性、失速可

4、控性、损伤后的自修复能力和降低飞机的翼载，新一代歼击机的气动外形和控制舵面与传统飞机存在着差异[1~4]：1）没有水平尾翼，取而代之的是安装在机翼前方的鸭翼；2）具有推力矢量控制。当飞机进行过失速机动时，迎角和角速率的变化范围很大，气动力和气动力矩均进入非线性范围，飞机的动力学特性呈现出强耦合、强非线性和不确定性等特点，用小扰动线性化方法建立线性模型不在适应于新一代歼击机，必须建立六自由度十二状态非线性模型。获取新一代歼击机的平衡状态是进行各项工作的基础，有助于了解其飞行性能，估算其飞行包络和复杂控制器设计。同时，目前关于新一代歼击机非线性建

5、模一般均采用统一的非线性模型，但在歼击机做超机动飞行时，气动导数有可能不能覆盖整个飞行包络，飞行系统的某个传感器或执行机构可能会出现故障，且在飞行过程中随着外部环境、飞行高度以及飞行姿态的变化，其气动参数将发生很大的变化，这些将导致系统的模型发生很大的变化，一个统一的非线性模型不能描述整个机动飞行过程。为了克服这个缺点，通常采用多模型来比较精确地描述机动飞行的整个飞行包络[4~6]。多子模型的需建立在飞机的平衡状态以及平衡点已知的情况下，因此本文在建模的基础上对新一代歼击机的配平进行了进一步研究。本文以单发、三角翼、单垂尾、鸭翼、带有纵向和侧

6、向推力矢量的飞机为研究对象，结合Matlab仿真工具对模型的气动导数进行拟合，依据动力学和运动学分析方法建立非线性数学模型，利用Trim函数进行飞机配平并获取平衡点。2力和力矩建模新一代歼击机的气动参数不仅是迎角的函数，而且还与飞机的气动布局、控制布局、马赫数、飞行高度、滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率、和动态项等有关，在亚声速条件下马赫数及动态项产生的影响较小，可以忽略[4]。因此力和力矩可以简化为以下形式：升力L：(1)阻力D：(2)侧力Y：(3)滚转力矩l:(4)俯仰力矩m：(5)偏航力矩n：(6)式(1~6)中，、、、分别表示侧滑角

7、、大气密度、速度、机翼面积和平均空气动力弦，()表示气动系数，是迎角的函数。迎角数据保存为Alpha.dat文件，是从的121个离散的迎角数值，亦为保存为具有121个离散数值CiAlpah.dat文件。由于气动数据是离散的，要获得任意点处的气动数值，必须通过插值算法求出在相邻的两个离散点之间的函数值。本文选择Matlab一维线性插值函数interp1进行气动参数计算，interp1的调用语法如下：interp1(Alpha,CiAlpah,)其中是飞行实时迎角值。各气动系数与迎角的关系图如图1~5所示，利用实时的状态量和副翼,鸭翼,方向舵的偏

8、转角利用式(1~6)即可实时计算出力和力矩，同时在单发布局下，由于安装了纵侧向推力矢量舵面，因此发动机的推力在喷口产生了沿机体轴三个轴方向的推力分量，，，[4]，其