隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法

摘要

本发明提供了一种隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法，涉及无人飞行器技术领域，解决了现有技术中存在的靶机隐身特性差以及靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的技术问题。该隐身大机动靶机包括机身、机翼、垂尾、平尾以及设置于机身的机腹下方的“蚌式”进气道，机翼设置于机身的中部，属于下单翼布局，垂尾和平尾设置于机身的尾部；该隐身大机动靶机的控制方法，确认高准确度、高置信度的动力学模型；采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角。本发明能够克服现有靶机隐身特性差的问题，并能解决靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的问题。

权利要求

1.一种隐身大机动靶机的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：通过系统辨识方式确认高准确度、高置信度的动力学模型；

S2：采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；

S3：控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角，确保过载、机动飞行的安全；

隐身大机动靶机包括机身(100)、机翼(101)、垂尾(102)、平尾(103)以及设置于所述机身(100)的机腹下方的“蚌式”进气道(104)；

所述机翼(101)设置于所述机身(100)的中部，所述机翼(101)位于所述机身(100)的两侧且对称设置，所述垂尾(102)和所述平尾(103)设置于所述机身(100)的尾部；

所述机翼(101)的前缘后掠角的角度范围为40°-50°，前缘扭转角的角度范围为1°-5°，展弦比设置为中等，所述机翼(101)同时设置为典型非对称带弯度高速翼型的后掠式下单翼，左右所述机翼(101)中部后缘设有副翼；

所述平尾(103)设置为带升降舵形式，所述平尾(103)具有前缘后掠角的角度范围为

40°-50°、中等展弦比以及对称翼型；

所述垂尾(102)设置为不带方向舵形式，所述垂尾(102)具有前缘后掠角的角度范围为

35°～45°、中等展弦比以及对称翼型；

所述机身(100)上设置突出物，所述突出物均内置于所述机身(100)；

所述机身(100)表面均采用锯齿形口对接和/或无缝对接；

所述“蚌式”进气道(104)采用隐身材料制成；

所述机翼(101)的前缘后掠角的角度为45°，所述机翼(101)的前缘扭转角的角度为2°；

所述平尾(103)的前缘后掠角的角度为45°，所述垂尾(102)的前缘后掠角的角度为

40°；

还包括排气道，所述“蚌式”进气道(104)与所述排气道设置为一体化。

2.根据权利要求1所述的隐身大机动靶机的控制方法，其特征在于，步骤S1中，同时通过系统辨识方式确认高准确度、高置信度的飞行包线所需状态点。

3.根据权利要求1所述的隐身大机动靶机的控制方法，其特征在于，步骤S3中，同时控制所述隐身大机动靶机的过载、速度、攻角、侧滑角以及高度，以确保过载、机动飞行的安全。

说明书

隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及无人飞行器技术领域，尤其是涉及一种隐身大机动靶机以及隐身大机动靶机的控制方法。

背景技术

[0002] 信息化战争的作战样式向“非接触”方向转化，故增强无人机的隐身性能成为各国军方迫切需要解决的问题。目前无人机的隐身技术仍处于发展阶段，但随着适用于战斗机
的隐身材料的不断出现和隐身技术的不断完善，无人机的隐身性能将得到加强和提高。对
于作战飞机，最重要的隐身技术还是雷达隐身技术，隐身性已成为第四代战斗机的重要指
标，美国的F-22“猛禽”、俄罗斯S-37“金雕”等都具有高隐身性能。如F-22雷达截面0.01～
0.1平方米，F-117的隐身特性更是突出，其雷达散射面积仅为0.001～0.01平方米。美国X系
列无人机在设计阶段已经把隐身作为重要目标之一。在大机动方面，美国在六七十年代已
经生产BQM系列靶机，过载从6g～8g，且产量已经超越10000架，大量用于防空导弹以及地/
舰空导弹和高炮等防空武器系统训练。

[0003] 国内靶机长时间以来停留在二代战机技术指标水平，在隐身方面基本空白，红外特性和雷达特性也以非隐身战机为模拟对象，往往在靶机内部安装角反射器和红外增强
器，以增强其雷达散射及红外特性。近两年来国内研发的小RCS靶机其雷达散射面积在0.1
平方米量级。国内靶机的过载能力徘徊在4～5g。目前国内靶机的种类还比较少，性能上较
国外也有一定的差距。尤其是随着航空武器的不断进步，现有靶机性能很难满足科研、军事
训练等指标要求。

发明内容

[0004] 本发明实施例目的之一在于提供一种隐身大机动靶机，以解决现有技术中存在的靶机隐身特性差的技术问题。

[0005] 为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

[0006] 本发明提供的一种隐身大机动靶机，包括机身、机翼、垂尾、平尾以及设置于所述机身的机腹下方的“蚌式”进气道，其中：所述机翼设置于所述机身的中部，所述机翼位于所
述机身的两侧且对称设置，所述垂尾和所述平尾设置于所述机身的尾部；

[0007] 所述机翼的前缘后掠角的角度范围为40°～50°，前缘扭转角的角度范围为1°～5°，展弦比设置为中等，所述机翼同时设置为典型非对称带弯度高速翼型的后掠式下单翼，
左右所述机翼中部后缘设有副翼；

[0008] 所述平尾设置为带升降舵形式，其具有前缘后掠角的角度范围为40°～50°、中等展弦比以对称翼型；所述垂尾设置为不带方向舵形式，其具有前缘后掠角的角度范围为35°
～45°、中等展弦比以及对称翼型。

[0009] 优选地，所述机翼的前缘后掠角的角度为45°，所述机翼的前缘扭转角的角度为2°。

[0010] 优选地，所述平尾的前缘后掠角的角度为45°，所述垂尾的前缘后掠角的角度为40°。

[0011] 优选地，还包括排气道，所述“蚌式”进气道与所述排气道设置为一体化。

[0012] 优选地，所述机身上设置突出物，所述突出物均内置于所述机身。

[0013] 优选地，所述机身表面均采用锯齿形口对接和/或无缝对接。

[0014] 优选地，所述“蚌式”进气道采用隐身材料制成。

[0015] 本发明实施例中提供的一种隐身大机动靶机，同现有技术相比，具有以下技术效果：

[0016] 该种隐身大机动靶机包括了机身、机翼、垂尾、平尾以及设置于机身的机腹下的“蚌式”进气道，同传统的靶机相比，相同点是都采用了后掠式下单机翼，后置平尾和垂尾，
梯形截面流线型机身、机腹下设进气道，不同点是，对机翼的前缘后掠角、前缘扭转角、展弦
比以及后掠式下单翼都进行了设定，同时在左右机翼中部后缘设有副翼，进气道采用“蚌
式”进气道，上述大机动靶机同传统的靶机相比，外形突出物较少，机翼、平尾以及垂尾采用
后掠角以减少散射，提高了隐身特性，即加强了对自身的保护能力，进而提高了作战能力。

[0017] 本发明实施例目的之二在于提供一种隐身大机动靶机的控制方法，以解决现有技术中存在的靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的技术问题。

[0018] 为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

[0019] 本发明实施例提供的一种隐身大机动靶机的控制方法，包括以下步骤：

[0020] S1：通过系统辨识方式确认高准确度、高置信度的动力学模型；

[0021] S2：采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；

[0022] S3：控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角，确保过载、机动飞行的安全。

[0023] 优选地，步骤S1中，同时通过系统辨别方式确认高准确度、高置信度的飞行包线所需状态点。

[0024] 优选地，步骤S3中，同时控制所述隐身大机动靶机的过载、速度、攻角、侧滑角以及高度，以确保过载、机动飞行的安全。

[0025] 本发明实施例中提供的一种隐身大机动靶机的控制方法，同现有技术相比，具有以下技术效果：

[0026] 该种隐身大机动靶机的控制方法，同传统的国内靶机控制方法相比，国内靶机过载能力都较小(3～4g)，一般难以实现4g以上飞行或持续时间较短，阻碍了靶机的机动性
能，这种过载能力较小受限于其自身的控制方式，传统的姿态控制策略会受到传感器精度、
滞后等因素的影响，导致控制误差较大，故很难实现4g以上飞行，而本发明的隐身大机动靶
机的控制方法，采用了系统辨别方式确认高准确度、高置信度的动力学模型，以及采用过载
和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行，同时控制系统使用过载、速度、攻角以及侧
滑角，使隐身靶机能够实现8g过载，从而能模拟三、四代机主要飞行特征的高速大机动靶
机，同时具备小雷达散射面积的隐身特点，满足检验空战武器系统的作战能力、日常部队的
作战训练两方面需求。

附图说明

[0027] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本
发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以
根据这些附图获得其他的附图。

[0028] 图1是本发明一种实施例的隐身大机动靶机的立体结构示意图；

[0029] 图2是本发明一种实施例的隐身大机动靶机的主视图；

[0030] 图3是本发明一种实施例的隐身大机动靶机的侧视图。

[0031] 图中：

[0032] 100、机身；101、机翼；102、垂尾；103、平尾；104、“蚌式”进气道。

具体实施方式

[0033] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基
于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有
其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

[0034] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“宽度”、“高度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“侧”等指示的方位或位置关系为基于附图1所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不
能理解为对本发明的限制。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个
以上。

[0035] 实施例1：

[0036] 如图1～3所示，图1是本发明一种实施例的隐身大机动靶机的立体结构示意图，图2是本发明一种实施例的隐身大机动靶机的主视图，图3是本发明一种实施例的隐身大机动
靶机的侧视图，本发明提供的隐身大机动靶机，包括机身100、机翼101、垂尾102、平尾103以
及设置于机身100的机腹下方的“蚌式”进气道104，机翼101设置于机身100的中部，机翼101
位于机身100的两侧且对称设置，垂尾102和平尾103设置于机身100的尾部。

[0037] 机翼101的前缘后掠角的角度范围为40°～50°，前缘扭转角的角度范围为1°～5°，展弦比设置为中等，机翼101同时设置为典型非对称带弯度高速翼型的后掠式下单翼，左右
机翼101中部后缘设有副翼；平尾103设置为带升降舵形式，其具有前缘后掠角的角度范围
为40°～50°、中等展弦比以对称翼型；垂尾102设置为不带方向舵形式，其具有前缘后掠角
的角度范围为35°～45°、中等展弦比以及对称翼型。

[0038] 同传统的靶机相比，都采用了后掠式下单机翼101，后置平尾103和垂尾102，梯形截面流线型机身100、机腹下设进气道，区别在于，对机翼101的前缘后掠角、前缘扭转角、展
弦比以及后掠式下单翼都进行了设定，同时在左右机翼101中部后缘设有副翼，进气道采用
“蚌式”进气道104，上述大机动靶机同传统的靶机相比，外形突出物较少，机翼101、平尾103
以及垂尾102采用后掠角以减少散射，提高了隐身特性，即加强了对自身的保护能力，进而
提高了作战能力。

[0039] 作为本实施例的一种优选方案，具体地，机翼101的前缘后掠角的角度为45°，机翼101的前缘扭转角的角度为2°。

[0040] 作为本实施例的一种优选方案，具体地，平尾103的前缘后掠角的角度为45°，垂尾102的前缘后掠角的角度为40°。

[0041] 作为本实施例的一种优选方案，还包括排气道，“蚌式”进气道104与排气道设置为一体化，进气道和排气道一体化设计，使用“蚌式”进气道104，优化冷却气流引气系统。

[0042] 作为本实施例的一种优选方案，机身100上设置突出物，突出物均内置于机身100，突出物的布置需要符合隐身要求，如伞绳、伞带、接头等均采用内置式，伞带口盖采用开仓
自动打开结构。

[0043] 作为本实施例的一种优选方案，机身100表面均采用锯齿形口对接和/或无缝对接，具体地，机身100表面处理，分离面、空速管、无线电测控天线、油箱/工作舱盖以及进风/
排气孔等，通过锯齿形口盖对接或者无缝对接等以满足隐身要求。

[0044] 作为本实施例的一种优选方案，“蚌式”进气道104采用隐身材料制成，具体地，外形隐身技术无法解决的地方如“蚌式”进气道104以及唇口等位置使用隐身材料制成。

[0045] 实施例2：

[0046] 本实施例在实施例1的基础上，进一步提供了隐身大机动靶机的控制方法，以解决现有技术中存在的靶机隐身设计与飞行性能的综合匹配度不高的问题。

[0047] 本发明提供的一种隐身大机动靶机的控制方法，包括以下步骤：

[0048] S1：通过系统辨识方式确认高准确度、高置信度的动力学模型；

[0049] S2：采用过载和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行；

[0050] S3：控制系统使用过载、速度、攻角以及侧滑角，确保过载、机动飞行的安全。

[0051] 为了大过载控制方案的可行性，通过数字仿真、半实物仿真和转台仿真进行了验证，该种隐身大机动靶机的控制方法满足设计要求。

[0052] 该种隐身大机动靶机的控制方法，同传统的国内靶机控制方法相比，国内靶机过载能力都较小(3～4g)，一般难以实现4g以上飞行或持续时间较短，阻碍了靶机的机动性
能，这种过载能力较小受限于其自身的控制方式，传统的姿态控制策略会受到传感器精度、
滞后等因素的影响，导致控制误差较大，故很难实现4g以上飞行，而本发明的隐身大机动靶
机的控制方法，采用了系统辨别方式确认高准确度、高置信度的动力学模型，以及采用过载
和姿态组合控制，确保大过载的稳定控制飞行，同时控制系统使用过载、速度、攻角以及侧
滑角，使隐身靶机能够实现8g过载，从而能模拟三、四代机主要飞行特征的高速大机动靶
机，同时具备小雷达散射面积的隐身特点，满足检验空战武器系统的作战能力、日常部队的
作战训练两方面需求。

[0053] 作为本实施例的一种优选方案，优选地，步骤S1中，同时通过系统辨别方式确认高准确度、高置信度的飞行包线所需状态点。

[0054] 作为本实施例的一种优选方案，优选地，步骤S3中，同时控制隐身大机动靶机的过载、速度、攻角、侧滑角、以及高度，以确保过载、机动飞行的安全。

[0055] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵
盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。