[發(fā)明專利]一種飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制方法及裝置

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201911416010.2
• 申請(qǐng)日: 2019-12-31
• 公開（公告）號(hào): CN111055998A
• 公開（公告）日: 2020-04-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 姚李陽(yáng);于慧
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): B64C13/04
• 分類號(hào): B64C13/04;B64C13/16;B64C13/50
• 代理公司: 北京航信高科知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

1.一種飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制方法，其特征在于，所述飛機(jī)駕駛桿至少連接于一個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，通過所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)能夠給所述飛機(jī)駕駛桿提供力反饋，所述主動(dòng)控制方法包括：

獲取施加于飛機(jī)駕駛桿的作用力、提供飛機(jī)駕駛桿力反饋的所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)的角位移以及飛機(jī)當(dāng)前的飛行參數(shù)；

根據(jù)所述作用力、角位移以及所述飛行參數(shù)確定所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)的輸出力，根據(jù)所述輸出力確定所述駕駛桿的反饋位移。

2.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制方法，其特征在于，根據(jù)所述輸出力確定所述駕駛桿的反饋位移，包括

對(duì)所述輸出力依次進(jìn)行質(zhì)量積分和二次時(shí)間積分獲取反饋位移。

3.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制方法，其特征在于，當(dāng)飛機(jī)過載接近極限狀態(tài)或者由于所述駕駛桿而導(dǎo)致飛機(jī)當(dāng)前迎角和/或法向過載時(shí)，所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出能夠使所述駕駛桿產(chǎn)生抖桿頻率及振幅的輸出力。

4.一種飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述裝置包括：

至少一個(gè)用于給飛機(jī)駕駛桿提供力反饋的驅(qū)動(dòng)電機(jī)；

用于控制所述驅(qū)動(dòng)電機(jī)的電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊；

用于獲取飛機(jī)駕駛桿的操作力的力傳感器；

用于獲取驅(qū)動(dòng)電機(jī)角位移的位移傳感器；以及

用于控制電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊輸出信號(hào)的所述控制器單元，其中，所述控制器單元根據(jù)所述力傳感器和位移傳感器測(cè)得的信號(hào)及飛機(jī)當(dāng)前的飛行參數(shù)生成所述輸出信號(hào)。

5.如權(quán)利要求4所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述控制器單元包括：

通訊控制模塊，用于獲取飛機(jī)當(dāng)前的飛行參數(shù)；

處理模塊，用于根據(jù)離散開關(guān)信號(hào)將所述飛行參數(shù)進(jìn)行處理以數(shù)字信號(hào)；

信號(hào)調(diào)理模塊，用于對(duì)所述力傳感器和位移傳感器采集的信號(hào)和所述數(shù)字信號(hào)進(jìn)行調(diào)理；以及

PWM控制模塊，用于將調(diào)理后的信號(hào)進(jìn)行時(shí)序控制生成用于電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊使用的脈沖信號(hào)。

6.如權(quán)利要求4所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制裝置，其特征在于，所述通訊控制模塊通過總線獲取所述飛行參數(shù)。

7.一種飛機(jī)駕駛桿，其特征在于，所述飛機(jī)駕駛桿按照如權(quán)利要求1至3任一所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制方法進(jìn)行控制。

8.一種飛機(jī)駕駛桿，其特征在于，所述飛機(jī)駕駛桿包括如權(quán)利要求4至6任一所述的飛機(jī)駕駛桿主動(dòng)控制裝置。