[發明專利]一種飛機駕駛桿主動控制方法及裝置

在審

• 申請號: 201911416010.2
• 申請日: 2019-12-31
• 公開（公告）號: CN111055998A
• 公開（公告）日: 2020-04-24
• 發明（設計）人: 姚李陽;于慧
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: B64C13/04
• 分類號: B64C13/04;B64C13/16;B64C13/50
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本申請提供了一種飛機駕駛桿主動控制方法，其中，所述飛機駕駛桿至少連接于一個驅動電機，通過所述驅動電機能夠給所述飛機駕駛桿提供力反饋，所述主動控制方法包括：獲取施加于飛機駕駛桿的作用力、提供飛機駕駛桿力反饋的所述驅動電機的角位移以及飛機當前的飛行參數；根據所述作用力、角位移以及所述飛行參數確定所述驅動電機的輸出力，根據所述輸出力確定所述駕駛桿的反饋位移。本申請的飛機駕駛桿主動控制方法及裝置能夠為飛機駕駛員提供與飛行狀態最接近的真實的駕駛感受。

技術領域

本申請屬于飛行控制技術領域，特別涉及一種飛機駕駛桿主動控制裝置。

背景技術

飛機發展到全助力操縱系統階段，飛行員的操縱感覺已完全由人感系統提供。如圖1所示，現有人感系統采用被動桿控制裝置10來操縱飛機，即飛機駕駛桿11通過載荷機構12、阻尼器13等為飛行員提供力感，但是被動桿的桿力與桿位移關系固定，梯度為常值，這種感覺與飛機的飛行狀態無關。

發明內容

本申請的目的是提供了一種飛機駕駛桿主動控制方法及裝置，以解決或減輕背景技術中的至少一個問題。

在一方面，本申請提供的技術方案是：一種飛機駕駛桿主動控制方法，其中，所述飛機駕駛桿至少連接于一個驅動電機，通過所述驅動電機能夠給所述飛機駕駛桿提供力反饋，所述主動控制方法包括：

獲取施加于飛機駕駛桿的作用力、提供飛機駕駛桿力反饋的所述驅動電機的角位移以及飛機當前的飛行參數；

根據所述作用力、角位移以及所述飛行參數確定所述驅動電機的輸出力，根據所述輸出力確定所述駕駛桿的反饋位移。

在本申請的方法中，根據所述輸出力確定所述駕駛桿的反饋位移，包括：對所述輸出力依次進行質量積分和二次時間積分獲取反饋位移。

在本申請的方法中，當飛機過載接近極限狀態或者由于所述駕駛桿而導致飛機當前迎角和/或法向過載時，所述驅動電機輸出能夠使所述駕駛桿產生抖桿頻率及振幅的輸出力。

在另一方面，本申請提供的技術方案是：一種飛機駕駛桿主動控制裝置，所述裝置包括：

至少一個用于給飛機駕駛桿提供力反饋的驅動電機；

用于控制所述驅動電機的電機驅動模塊；

用于獲取飛機駕駛桿的操作力的力傳感器；

用于獲取驅動電機角位移的位移傳感器；以及

用于控制電機驅動模塊輸出信號的所述控制器單元，其中，所述控制器單元根據所述力傳感器和位移傳感器測得的信號及飛機當前的飛行參數生成所述輸出信號。

在本申請的裝置中，所述控制器單元包括：

通訊控制模塊，用于獲取飛機當前的飛行參數；

處理模塊，用于根據離散開關信號將所述飛行參數進行處理以數字信號；

信號調理模塊，用于對所述力傳感器和位移傳感器采集的信號和所述數字信號進行調理；以及

PWM控制模塊，用于將調理后的信號進行時序控制生成用于電機驅動模塊使用的脈沖信號。

在本申請的裝置中，所述通訊控制模塊通過總線獲取所述飛行參數。

在第三方面，本申請提供的技術方案是：一種飛機駕駛桿，所述飛機駕駛桿按照如上任一所述的飛機駕駛桿主動控制方法進行控制。

在第四方面，本申請提供的技術方案是：一種飛機駕駛桿，所述飛機駕駛桿包括如上任一所述的飛機駕駛桿主動控制裝置。

本申請的飛機駕駛桿主動控制方法及裝置能夠為飛機駕駛員提供與飛行狀態最接近的真實的駕駛感受。

附圖說明