题目：大展弦比飞翼布局飞机飞行控制设计研究

大展弦比飞翼布局飞机在续航性能、载弹量、隐身能力等方面均具有突出的优势。由于采用无尾布局、以及开裂式阻力方向舵和升降副翼组合的新型操纵面配置方式，大展弦比飞翼布局飞机的飞行动力学特性和飞行控制设计均与常规布局飞机有很大的差异。因此，有必要分析此类布局飞机的本体动力学特性，研究开裂式方向舵的作用特性和使用特点，并采用先进飞行控制理论设计飞机飞行控制系统。由于构型的特殊性，大展弦比飞翼布局飞机会呈现出与常规布局飞机不同的气动特性和稳定特性。分析了这一新布局飞机的气动特性，并研究了其3轴静、动稳定特性。研究结果表明，大展弦比飞翼布局飞机的气动特性非线性较强烈，本体稳定性存在诸多的不足。在此基础上，建立了大展弦比飞翼布局飞机的6自由度非线性运动模型。大展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾和常规方向舵，采用大偏角的开裂式方向舵作为偏航操纵面。基于风洞试验数据，研究了开裂式方向舵的偏航操纵非线性、小偏角偏航舵效低、附加力效应显著和3轴操纵耦合等特性，并分析了其偏转对飞机气动特性和稳定特性的影响。总结了开裂式方向舵在各飞行任务阶段下的使用特点，如针对其小偏角偏航舵效低的特性，在对飞机隐身性能要求不高的飞行阶段，为保证能够迅速地产生足够的操纵效能，双侧均必须保持小偏角张开。从飞行控制设计控制分配应用的角度出发，为获得足够的操纵效能和充分发挥附加阻力的作用，得出了开裂式方向舵适合采用双侧独立偏转的方式和阻力优化控制分配的策略。大展弦比飞翼布局飞机采用冗余的新型多操纵面配置新方案，并使用开裂式方向舵来实现其偏航操纵。开裂式方向舵的偏转会同时引起3个轴向的附加力和力矩，且具有单侧偏转为偏航操纵、双侧偏转为增阻减速的功能特点。为了解决这类新布局飞机操纵面多于控制指令的冗余设计和操纵面无明确功能轴向的新问题，在其飞行控制系统中引入了控制分配环节。通过数学仿真和计算，进行了广义逆方法、直接分配方法和基于非线性规划的优化方法在大展弦比飞翼布局飞机控制分配上的应用对比研究。结果表明，基于非线性规划的优化方法能够较好地解决操纵面模型非线性、开裂式方向舵的双侧偏转和阻力控制等问题，更适用于大展弦比飞翼布局飞机使用。冗余多操纵面配置和大偏角开裂式方向舵的使用，大大增加了操纵面发生故障的机率，因此要求大展弦比飞翼布局飞机的飞行控制系统具有在故障情况下的重构能力。针对3种典型的操纵面故障类型（卡死、受损和松浮），分析了这类布局飞机的飞行控制重构的特点和能力。由于操纵面的冗余配置，飞机飞行控制系统已有控制分配环节，现通过对这一环节的修改设计实现了在上述故障情况下的飞行控制重构。通过数学仿真计算验证了这一飞行控制重构设计的有效性。研究表明，采用这种基于控制分配的重构方法，在一定限度的操纵面故障和飞行品质等级下降的情况下，大展弦比飞翼布局飞机能够保证其飞行安全，并完成一定的飞行作战任务。以攻击类无人大展弦比飞翼布局飞机为例，根据其作战任务和无随机驾驶员的特点，提出了按飞行任务裁剪飞机飞行控制律结构的设计方法。在该控制律结构下设计了两类飞行控制律——轨迹控制律和姿态控制律。针对大展弦比飞翼布局飞机多轴稳定性下降、运动模型非线性、操纵冗余和耦合等特点，这两类飞行控制律的具体设计均基于非线性动态逆方法和控制分配技术。在多种飞行任务下进行了数学仿真计算，结果表明，所设计的飞行控制系统具有满意的控制效果。本文主要围绕开裂式方向舵的作用特性与使用特点、飞机飞行控制律结构及其详细设计、控制分配技术和控制重构设计这4个方面进行了研究，初步掌握了大展弦比飞翼布局飞机的飞行控制设计方法，研究成果对于此类布局飞机的总体设计、飞行控制系统设计等均具有重要的参考价值。