[發(fā)明專利]一種大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)修正方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011612968.1
• 申請(qǐng)日: 2020-12-29
• 公開（公告）號(hào): CN112799417B
• 公開（公告）日: 2023-03-14
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 薛源;江飛鴻;魏劍龍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 中國(guó)航空專利中心 11008
• 代理人: 王迪

本發(fā)明屬于飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，提高大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)使用性，提出一種大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)修正方法，包括：(1)采用側(cè)向過載信號(hào)對(duì)側(cè)滑角進(jìn)行估算；(2)獲取側(cè)向過載估算側(cè)滑角的增益；(3)實(shí)現(xiàn)使用側(cè)向過載對(duì)側(cè)滑角的估算；(4)當(dāng)左、右兩側(cè)迎角差小于第一閾值時(shí)，不修正；當(dāng)左、右兩側(cè)迎角差大于第一閾值時(shí)，需要對(duì)迎角進(jìn)行修正；(5)實(shí)現(xiàn)使用估算的側(cè)滑角對(duì)迎角的修正；(6)將修正后的迎角信號(hào)進(jìn)行飛控系統(tǒng)監(jiān)控使用，取左右信號(hào)的平均值作為表決值；(7)當(dāng)出現(xiàn)機(jī)頭一側(cè)的迎角信號(hào)故障時(shí)，飛控系統(tǒng)使用未故障側(cè)的迎角信號(hào)，對(duì)估算的側(cè)滑角進(jìn)行單邊限幅，使修正后的迎角大于等于飛機(jī)真實(shí)迎角。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)修正方法。

背景技術(shù)

目前先進(jìn)的飛機(jī)均采用電傳飛控系統(tǒng)，迎角信號(hào)在電傳飛控中起重要作用，是一個(gè)非常關(guān)鍵的信號(hào)。電傳飛控系統(tǒng)使用迎角信號(hào)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)增穩(wěn)功能及迎角保護(hù)功能，這兩項(xiàng)功能都為飛控系統(tǒng)重要功能。

為了保證信號(hào)使用的正確性，飛控系統(tǒng)要對(duì)信號(hào)的正確情況進(jìn)行監(jiān)控表決，當(dāng)多余度傳感器信號(hào)數(shù)值的差值超出一定門限時(shí)，系統(tǒng)會(huì)對(duì)該信號(hào)判故。迎角傳感器通常安裝在機(jī)頭兩側(cè)，大側(cè)滑下，由于氣流不對(duì)稱導(dǎo)致機(jī)頭兩側(cè)的迎角傳感器數(shù)值出現(xiàn)不一致，極易造成迎角信號(hào)報(bào)故。

由于小飛機(jī)能夠達(dá)到的最大側(cè)滑角較小，并且對(duì)機(jī)頭左右迎角傳感器影響較小，因此小飛機(jī)大都不需要對(duì)迎角信號(hào)進(jìn)行側(cè)滑修正。

我國(guó)大飛機(jī)研制起步較晚，現(xiàn)役大型飛機(jī)多為機(jī)械操縱系統(tǒng)或電控系統(tǒng)，對(duì)迎角信號(hào)需求較小，缺少對(duì)迎角信號(hào)的監(jiān)控表決措施，也無針對(duì)大側(cè)滑情況下的迎角修正功能。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的

提高大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)使用性，提出一種大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)修正方法。

技術(shù)方案

一種大側(cè)滑狀態(tài)迎角信號(hào)修正方法，包括：

(1)采用側(cè)向過載信號(hào)對(duì)側(cè)滑角進(jìn)行估算，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)迎角信號(hào)進(jìn)行修正；

(2)選取飛行狀態(tài)點(diǎn)，基于六自由度飛機(jī)仿真模型在各飛行狀態(tài)下進(jìn)行蹬腳蹬操縱仿真，根據(jù)飛機(jī)模型解算出的側(cè)滑角、側(cè)向過載計(jì)算出估算增益，由此基于仿真模型獲取了側(cè)向過載估算側(cè)滑角的增益；

(3)基于試飛數(shù)據(jù)，選取協(xié)調(diào)側(cè)滑動(dòng)作數(shù)據(jù)，對(duì)步驟(2)中的側(cè)向過載估算側(cè)滑角的增益進(jìn)行修正，由此實(shí)現(xiàn)了使用側(cè)向過載對(duì)側(cè)滑角的估算；

(4)當(dāng)左、右兩側(cè)迎角差小于第一閾值時(shí)，不修正；當(dāng)左、右兩側(cè)迎角差大于第一閾值時(shí)，需要對(duì)迎角進(jìn)行修正；

(5)根據(jù)側(cè)滑角對(duì)迎角的影響量，結(jié)合步驟(3)和步驟(4)，實(shí)現(xiàn)使用估算的側(cè)滑角對(duì)迎角的修正；

(6)將步驟(5)修正后的迎角信號(hào)進(jìn)行飛控系統(tǒng)監(jiān)控使用，取左右信號(hào)的平均值作為表決值；

(7)當(dāng)出現(xiàn)機(jī)頭一側(cè)的迎角信號(hào)故障時(shí)，飛控系統(tǒng)使用未故障側(cè)的迎角信號(hào)，對(duì)估算的側(cè)滑角進(jìn)行單邊限幅，使步驟(5)修正后的迎角大于等于飛機(jī)真實(shí)迎角。

步驟(1)側(cè)滑角與側(cè)向過載呈線性關(guān)系公式為：β＝K*n_y；

其中，β為側(cè)滑角估算值，單位°；n_y為側(cè)向過載；K為增益。

步驟(3)具體為：

選取至少30個(gè)飛行狀態(tài)點(diǎn)，覆蓋襟縫翼構(gòu)型、重量、重心、高度和速度，基于步驟(2)建立的仿真模型，分別運(yùn)行每一個(gè)狀態(tài)點(diǎn)，即可在各個(gè)狀態(tài)下確定出步驟(1)中的K；對(duì)每個(gè)狀態(tài)點(diǎn)下的K進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，整理成隨襟縫翼構(gòu)型和速度變化的插值表。

步驟(4)中第一閾值的取值范圍為2到5度。