專利名稱：一種大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)，涉及對(duì)大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法的改進(jìn)。
背景技術(shù)：
該技術(shù)是全電傳控制飛機(jī)控制律所必須解決的重點(diǎn)之一，它是關(guān)乎飛行安全、減輕駕駛員負(fù)擔(dān)以及最大限度的發(fā)揮飛機(jī)性能，實(shí)現(xiàn)期望的無(wú)憂慮操縱的重要手段。大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道的一般設(shè)計(jì)需求如下(1) I Y I <，駕駛盤角位移量比例于傾斜角速率，中性螺旋穩(wěn)定性；(2) Yhold < I Y I <，駕駛盤角位移量比例于Y，正向螺旋穩(wěn)定性；(3) I Y I <，松桿保持；(4) yhold< ι Y ι <，松桿保持;(5) Iyl <1,駕駛盤角位移量比例于Y，超速模式，正向螺旋穩(wěn)定性。式中Y為飛機(jī)的傾斜角，Y ^jld為飛機(jī)的傾斜角保持值，Ymax為飛機(jī)最大傾斜角， Y ‘ _為飛機(jī)在超速模式下的最大傾斜角。目前此問(wèn)題的解決方法主要分為兩類一類是開(kāi)環(huán)控制方案，當(dāng)飛機(jī)的傾斜角超過(guò)一定值時(shí)，通過(guò)反傳作動(dòng)器給駕駛盤一個(gè)反向的控制力，阻止傾斜角進(jìn)一步增大，當(dāng)松盤時(shí)反向力使飛機(jī)回到正常范圍之內(nèi)。此方法的弊端在于不精確控制傾斜角，實(shí)際飛行時(shí)，當(dāng)駕駛員松開(kāi)駕駛盤后，無(wú)法確切知道傾斜角目標(biāo)值，同時(shí)此方案也無(wú)松盤保持功能。另一類是基于傾斜角反饋的閉環(huán)控制方案，即當(dāng)飛機(jī)實(shí)際的傾斜角超過(guò)一定值時(shí)，降低駕駛員前向控制指令，達(dá)到限制的目的，此方案由于指令計(jì)算中包含飛機(jī)的反饋參量，設(shè)計(jì)及綜合難度大，實(shí)際評(píng)估過(guò)程較為復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種不需要飛機(jī)的反饋參量、設(shè)計(jì)及綜合難度小、評(píng)估過(guò)程簡(jiǎn)單的大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法。本發(fā)明的技術(shù)方案是一種大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法，基于飛行控制計(jì)算機(jī)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計(jì)算步驟為1、駕駛盤角位移傳感器測(cè)量出駕駛盤角位移信號(hào)輸入給飛行控制計(jì)算機(jī)；2、飛行控制計(jì)算機(jī)收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過(guò)指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；3、計(jì)算傾斜角指令Y。計(jì)算方法為下述方法之一3. 1、當(dāng)飛機(jī)速度處于正常飛行包線內(nèi)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率1)_ Pequ = KYn* Y offset............................................................... [1]式中Κγη為比例系數(shù)，Yoffset為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Yh-度時(shí)，令Y。ffsrt = 0 ；
當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Yh。ld度時(shí)，γ。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - Yhold).......................................[2]式中Y ' lim為上一計(jì)算周期的傾斜角，第一計(jì)算周期的傾斜角偏差為零；3. 1. 2、按照下式計(jì)算角速率指令p。md Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角Y int Ylnt = I [Pcmd-Kfade*(y ‘ liffl-Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade為淡化因子，Y' ^為上一計(jì)算周期經(jīng)過(guò)限幅的傾斜角，Y' int為上一計(jì)算周期的積分傾斜角；Kfade = 50 100 ；3. 1. 4、確定傾斜角指令Y c :當(dāng)Yint < Ymax 時(shí)，Y。= Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時(shí)，Yc= Y max ；3. 2、當(dāng)飛機(jī)處于超速狀態(tài)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率Pequ Pequ = Kys^Yoffset...............................................................[5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = 0 0，Yoffset為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Y hold度時(shí)，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Yh。ld度時(shí)，y。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - y hold).......................................[6]3. 2. 2、按照下式計(jì)算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [7]式中p。lim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角Y int Yint = S [Pcmd-Kfade*(y ‘ liffl-Y ‘ int) ].................................[8]式中=Kfade為淡化因子；3. 2. 4、確定傾斜角指令Y c 當(dāng)Yint < Ymax 時(shí)，Y。= Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時(shí)，Yc= Ymax ；4、確定角速率指令fee:Wxc = Pcmd*Kp.............................................[9]式中Kp是比例因子，取值為0 10。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是計(jì)算過(guò)程不需要飛機(jī)的反饋參量，設(shè)計(jì)及綜合難度小，評(píng)估過(guò)程簡(jiǎn)單，保證了姿態(tài)限制性能，具有實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。
具體實(shí)施例方式下面對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。一種大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法，基于飛行控制計(jì)算機(jī)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計(jì)算步驟為1、駕駛盤角位移傳感器測(cè)量出駕駛盤角位移信號(hào)輸入給飛行控制計(jì)算機(jī)；
2、飛行控制計(jì)算機(jī)收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過(guò)指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角 速率指令Pc ；3、計(jì)算傾斜角指令Y。計(jì)算方法為下述方法之一3. 1、當(dāng)飛機(jī)速度處于正常飛行包線內(nèi)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = O ；3. 1. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率p_ p琴=KYn*Y。ffset...............................................................[1]式中KYn為比例系數(shù)，Yoffset為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Y hold度時(shí)，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Yh。ld度時(shí)，y。ffset = sign(y ‘ lim) Y ‘ lim I - Y hold).................................... [2]式中Y ‘ liffl為上一計(jì)算周期的傾斜角，第一計(jì)算周期的傾斜角偏差為零；3. 1. 2、按照下式計(jì)算角速率指令Pcmd Pcmd = Pciim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角Y int Ylnt = S [Pcmd-Kfade*(y ‘ lim- Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade為淡化因子，Y' ^為上一計(jì)算周期經(jīng)過(guò)限幅的傾斜角，Y' int為上 一計(jì)算周期的積分傾斜角；Kfade = 50 100 ；3. 1. 4、確定傾斜角指令Y c 當(dāng)Yint < Ymax 時(shí)，Yc = Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時(shí)，Yc= Ymax ；3. 2、當(dāng)飛機(jī)處于超速狀態(tài)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率p_ Pequ = Kys* Y Offset............................................................... [5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = 0 0，Yoffset為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Y hold度時(shí)，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Yh。ld度時(shí)，Yoffset = sign (Y ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ "Y hoid)....................................... [6]3. 2. 2、按照下式計(jì)算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Prqu............................................................... [7]式中p。lim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角Y int Ymt = / [Pcmd-Kfade*(y ‘ lim- Y ‘ int) ]....................................[8]式中=Kfade為淡化因子；3. 2. 4、確定傾斜角指令Y c 當(dāng)Yint < Ymax 時(shí)，Yc = Yint ；當(dāng)Yint 彡 Ymax 時(shí)，Yc = Ymax ；4、確定角速率指令fee:Wxc = Pcmd*Kp..........................................[9]
式中Kp是比例因子，取值為0 10。本發(fā)明的工作原理是通過(guò)公式8進(jìn)行傾斜角計(jì)算得期望的積分傾斜角，根據(jù)傾斜角限制值計(jì)算計(jì)算傾斜角偏差，來(lái)達(dá)到限制傾斜角的目的，當(dāng)松開(kāi)駕駛盤時(shí)，積分輸入為零，保持當(dāng)前的Y int，從而達(dá)到保持的目的，避免使用飛機(jī)實(shí)際傾斜角指令帶來(lái)的綜合問(wèn)題。實(shí)施例11、駕駛盤角位移傳感器測(cè)量出駕駛盤角位移信號(hào)輸入給飛行控制計(jì)算機(jī)；2、飛行控制計(jì)算機(jī)收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過(guò)指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；3、計(jì)算傾斜角指令Yc:3. 1、當(dāng)飛機(jī)速度處于正常飛行包線內(nèi)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率Petiu 3. 1. 2、按照下式計(jì)算角速率指令pcmd 3. 1. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角γ int 3. 1. 4、確定傾斜角指令Yc
權(quán)利要求
1. 一種大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法，基于飛行控制計(jì)算機(jī)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計(jì)算步驟為1.1、駕駛盤角位移傳感器測(cè)量出駕駛盤角位移信號(hào)輸入給飛行控制計(jì)算機(jī)；1.2、飛行控制計(jì)算機(jī)收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過(guò)指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；1. 3、計(jì)算傾斜角指令Y。計(jì)算方法為下述方法之一1. 3. 1、當(dāng)飛機(jī)速度處于正常飛行包線內(nèi)時(shí)，超速標(biāo)志Overspeedsw = O ；1. 3. 1. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率Petiu Pequ = KYn* Yoffset................................................[1]式中κγη為比例系數(shù)，Y。 #為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差； 當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Yh-度時(shí)，令Y。ffsrt = O ； 當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Y !^ld度時(shí)，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ-Yh0Id).......................................[2]式中Y ‘ lim為上一計(jì)算周期的傾斜角，第一計(jì)算周期的傾斜角偏差為零； 1. 3. 1. 2、按照下式計(jì)算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ................................................[3]式中Plim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令； 1. 3. 1. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角、int Vmt = f [Pcmd-Kfade* ( y , lim- y , int) ].................................[4]式中Afade為淡化因子，Y' lim為上一計(jì)算周期經(jīng)過(guò)限幅的傾斜角，Y' int為上一計(jì)算周期的積分傾斜角；Kfade = 50 100 ； 1.3. 1.4、確定傾斜角指令γ。當(dāng) Y int〈 Y max W"，Y c — Y int ； 當(dāng) Y int ^ Y max W"，Y c — Y max ；1. 3. 2、當(dāng)飛機(jī)處于超速狀態(tài)時(shí)，超速標(biāo)志OVerspeedsw = 1 ； 1. 3. 2. 1、按照下式計(jì)算反饋角速率P_ Pequ — KYS* Y offset............................................................... [5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = O 10，Yoffset為當(dāng)前計(jì)算周期的傾斜角偏差； 當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值小于Yh-度時(shí)，令Y。ffsrt = O ； 當(dāng)飛機(jī)傾斜角絕對(duì)值大于等于Y !^ld度時(shí)，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ Iim I - Y hold).......................................[6]1. 3. 2. 2、按照下式計(jì)算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ[7]式中P。lim經(jīng)過(guò)限幅的角速率指令； 1. 3. 2. 3、按照下式計(jì)算積分傾斜角、int Y mt = / [Pcmd-Kfade* ( y , lim- y , int) ].................................[8]式中=Kfade為淡化因子； 1.3. 2. 4、確定傾斜角指令γ。當(dāng) Y int〈 Y max W"，Y c — Y int ；當(dāng) Y int ≥Y max W"，Y c — Y max ；.1.4、確定角速率指令Wxc Wxc = Pcmd 氺 Kp.............................................[9]式中Kp是比例因子，取值為0 10。
全文摘要
本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)，涉及對(duì)大型飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道控制指令計(jì)算方法的改進(jìn)?？刂浦噶畹挠?jì)算步驟為駕駛盤角位移傳感器測(cè)量出駕駛盤角位移信號(hào)輸入給飛行控制計(jì)算機(jī)；飛行控制計(jì)算機(jī)收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過(guò)指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc；計(jì)算傾斜角指令γc；確定角速率指令Wxc。本發(fā)明的計(jì)算過(guò)程不需要飛機(jī)的反饋參量，設(shè)計(jì)及綜合難度小，評(píng)估過(guò)程簡(jiǎn)單，保證了姿態(tài)限制性能，具有實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102346488SQ20111029443
公開(kāi)日2012年2月8日 申請(qǐng)日期2011年9月26日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月26日
發(fā)明者周海軍, 張翔倫 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)第六一八研究所