[發明專利]一種大型飛機滾轉通道控制指令計算方法

有效

• 申請號: 201110294432.4
• 申請日: 2011-09-26
• 公開（公告）號: CN102346488A
• 公開（公告）日: 2012-02-08
• 發明（設計）人: 周海軍;張翔倫
• 申請（專利權）人: 中國航空工業第六一八研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 梁瑞林

技術領域

本發明屬于飛行控制技術，涉及對大型飛機滾轉通道控制指令計算方法的改進。

背景技術

該技術是全電傳控制飛機控制律所必須解決的重點之一，它是關乎飛行安全、減輕駕駛員負擔以及最大限度的發揮飛機性能，實現期望的無憂慮操縱的重要手段。大型飛機滾轉通道的一般設計需求如下：

(1)|γ|＜，駕駛盤角位移量比例于傾斜角速率，中性螺旋穩定性；

(2)γ_hold＜|γ|＜，駕駛盤角位移量比例于γ，正向螺旋穩定性；

(3)|γ|＜，松桿保持；

(4)γ_hold＜|γ|＜，松桿保持；

(5)駕駛盤角位移量比例于γ，超速模式，正向螺旋穩定性。

式中：γ為飛機的傾斜角，γ_hold為飛機的傾斜角保持值，γ_max為飛機最大傾斜角，γ′_max為飛機在超速模式下的最大傾斜角。

目前此問題的解決方法主要分為兩類：一類是開環控制方案，當飛機的傾斜角超過一定值時，通過反傳作動器給駕駛盤一個反向的控制力，阻止傾斜角進一步增大，當松盤時反向力使飛機回到正常范圍之內。此方法的弊端在于不精確控制傾斜角，實際飛行時，當駕駛員松開駕駛盤后，無法確切知道傾斜角目標值，同時此方案也無松盤保持功能。另一類是基于傾斜角反饋的閉環控制方案，即當飛機實際的傾斜角超過一定值時，降低駕駛員前向控制指令，達到限制的目的，此方案由于指令計算中包含飛機的反饋參量，設計及綜合難度大，實際評估過程較為復雜。

發明內容

本發明的目的是：提出一種不需要飛機的反饋參量、設計及綜合難度小、評估過程簡單的大型飛機滾轉通道控制指令計算方法。

本發明的技術方案是：一種大型飛機滾轉通道控制指令計算方法，基于飛行控制計算機、大氣數據系統和慣性測量系統，其特征在于，控制指令的計算步驟為：

1、駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；

2、飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經過指令成型濾波器解算后形成滾轉角速率指令Pc；

3、計算傾斜角指令γ_c：計算方法為下述方法之一：

3.1、當飛機速度處于正常飛行包線內時，超速標志overspeed_sw＝0；

3.1.1、按照下式計算反饋角速率p_equ：

p_equ＝K_γn*γ_offset………………………………………………………[1]

式中：K_γn為比例系數，γ_offset為當前計算周期的傾斜角偏差；

當飛機傾斜角絕對值小于γ_hold度時，令γ_offset＝0；

當飛機傾斜角絕對值大于等于γ_hold度時，

γ_offset＝sign(γ′_lim)*(|γ′_lim|-γ_hold)…………………………………[2]

式中：γ′_lim為上一計算周期的傾斜角，第一計算周期的傾斜角偏差為零；

3.1.2、按照下式計算角速率指令p_cmd：

p_cmd＝p_clim-p_equ………………………………………………………[3]

式中：p_clim經過限幅的角速率指令；

3.1.3、按照下式計算積分傾斜角γ_int：

γ_int＝∫[Pcmd-K_fade*(γ′_lim-γ′_int)]……………………………[4]

式中：K_fade為淡化因子，γ′_lim為上一計算周期經過限幅的傾斜角，γ′_int為上一計算周期的積分傾斜角；K_fade＝50～100；

3.1.4、確定傾斜角指令γ_c：