一種飛機不對稱推力補償控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及航空飛行控制技術領域，特別是設及一種飛機不對稱推力補償控制方 法。
【背景技術】
[0002] 多發飛機在飛行中，如果單發或單側發動機失效，飛機的縱橫航向平衡就會遭到 破壞，產生大的不對稱偏航力矩，使飛機發生急劇的偏轉和傾斜，使側滑角不斷增大導致升 阻特性惡化，致使飛機很快接近失速速度，甚至造成不可控的飛行W及墜毀。
[0003] 當前國內對不對稱推力補償的操縱都是通過飛行員手動壓桿和撥艙實現。雖然駕 飛行員壓桿和撥艙能夠平衡住飛機，避免發生危險，但當發動機失效W后，飛行員要根據飛 機姿態的變化，聲音的異常，發動機告警信號及儀表指示的變化等，首先判斷那臺發動機故 障，然后決定怎樣操縱飛機，最后壓桿和撥艙制止飛機滾轉和偏航，使飛機保持平衡狀態。 運需要一定的時間，而且時間長短取決于飛行員的飛行技能，處理突發異常現象的能力W 及屯、里素質，作出正確操縱的快速性。在運段時間內，飛機很有可能失速，發生危險，而且運 顯著的增加了飛行員的操縱負擔W及屯、里壓力。
[0004] 因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。
【發明內容】
[0005] 本發明的目的在于提供一種飛機不對稱推力補償控制方法來克服或至少減輕現 有技術的中的至少一個上述缺陷。
[0006] 為實現上述目的，本發明提供一種飛機不對稱推力補償控制方法，所述飛機不對 稱推力補償控制方法包括：步驟1 :判斷飛機是否處于Ξ輪滑跑過程中且該飛機的表速是 否小于飛機補償速度VW及判斷該飛機中的是否具有發動機處于反推力狀態，若是，則停 止所述飛機不對稱推力補償控制方法，若否，則進行下一步；步驟2 :飛控系統接收各個發 動機的高壓轉子轉速信號W及低壓轉子轉速信號；步驟3 :判斷各個發動機是否具有推力 輸出；若否則停止所述飛機不對稱推力補償控制方法，若是，則進行下一步；步驟4 :獲取 每兩個在飛機上相互對稱設置的發動機的高壓轉子轉速差A 及低壓轉子轉速差 Δn。。,^并判斷高壓轉子轉速差是否超過第一闊值W及低壓轉子轉速差是否超過第二闊值； 當高壓轉子轉速差超過第一闊值且低壓轉子轉速差超過第二闊值時，進行下一步；步驟5 : 選取高壓轉子轉速差或者低壓轉子轉速差中的一個作為控制變量，并將該控制變量進行歸 一化處理；步驟6 :獲取飛機參數，并通過公式計算平衡狀態下的副翼偏度和方向艙偏度的 偏差值；步驟7 :根據公式、并通過所述步驟5處理后的控制變量W及所述步驟6中得到的 副翼偏度和方向艙偏度的偏差值求得副翼角度W及方向艙角度的變化增益；步驟8 :控制 副翼W及方向艙按照角度變化增益變化角度。
[0007] 優選地，所述步驟1中飛機補償速度確定方法為：根據飛機起落架機輪與跑道表 面摩擦力等于發動機失效導致的不對稱推力進行確定。
[0008] 優選地，所述第一闊值為在副翼和方向艙處于中立位置時，不對稱推力使側滑角 不超過0. 2度時，求得左右推力差，通過推力差求高壓轉子轉速差，該高壓轉子轉速差為第 一闊值；
[0009] 所述第二闊值為在副翼和方向艙處于中立位置時，不對稱推力使側滑角不超過 0. 2度時，求得左右推力差，通過推力差求低壓轉子轉速差，該低壓轉子轉速差為第一闊值。
[0010] 優選地，所述步驟5中的將該控制變量進行歸一化處理具體為：
[0011] 將該控制變量采用如下公式進行歸一化處理：
[0012] 當采用高壓轉子轉速差時為：
[0013] 使高壓轉子最大轉速減去高壓轉子轉速差，從而獲得高壓歸一化處理因子；
[0014] 使低壓轉子最大轉速減去低壓轉子轉速差，從而獲得低壓歸一化處理因子。
[0015] 優選地，所述步驟6中的獲取飛機參數，并通過公式計算平衡狀態下的副翼偏度 和方向艙偏度的偏差值具體為：
[0016] 步驟61 :通過公式計算左右機翼對稱位置的發動機一臺失效后形成的不對稱偏 航力矩Masym;
[0017] 步驟62 :根據所述步驟61中的不對稱偏航力矩Mawm，通過公式計算不同飛行階段 的側滑角；
[0018] 步驟63 :根據所述步驟62的計算結果，通過公式計算平衡狀態下的副翼偏度和方 向艙偏度。
[0019] 優選地，所述步驟61中的具體公式為：
[0020] Ma罕=(P+DJ·Ip;其中，
[0021] Mawm是左右機翼對稱位置的發動機一臺失效后形成的不對稱偏航力矩；
[0022] P是左右機翼對稱位置正常工作發動機的輸出推力；
[0023] 氏"是左右機翼對稱位置失效發動機的風車阻力。
[0024] 優選地，所述步驟62中的具體公式為：
[00 巧]
其中，
[0026] 1是飛機的翼展；S是飛機的機翼面積；q是飛機某一高度和速度時的動壓；β是 飛機側滑角；Cf是飛機側滑角產生的側力系數；（:、是飛機副翼產生的側力系數；Cf是飛 機方向艙產生的側力系數；G是飛機重量；丫是飛機坡度角；Θ是飛機俯仰角；#tf是飛機 橫向靜穩定性；聽f、是飛機副翼操縱效率；是飛機方向艙產生的滾轉力矩系數；是飛 機航向靜穩定性；是飛機副翼產生的偏航力矩系數；是飛機方向艙操縱效能。
[0027] 優選地，所述步驟63中的具體公式為：
[0028]
其中，
[002引 δxacef為副翼偏度；δWCEF為方向艙偏度。
[0030] 本發明的飛機不對稱推力補償控制方法本發明的優點是：本發明將不對稱推力傳 統的人工補償控制方法，采用控制系統自動實現，避免出現由于飛行員處理不及時或處理 不當造成的危險。本發明在全飛行包線內當發動機失效后，及時自動偏轉副翼和方向艙平 衡飛機，使力和力矩達到平衡，確保飛行安全，減輕飛行員操作負擔W及飛行員屯、里壓力， 避免飛機出現危及飛行安全的情況。
【附圖說明】
[0031] 圖1是根據本發明第一實施例的飛機不對稱推力補償控制方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0032] 為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中 的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下 面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[003引在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中屯、V縱向V橫向V前V后V左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底""內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方 位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元 件必須具有特定的方位、W特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的 限制。
[0034] 圖1是根據本發明第一實施例的飛機不對稱推力補償控制方法的流程示意圖。
[0035] 如圖1所示的飛機不對稱推力補償控制方法包括：
[0036] 步驟1 :判斷飛機是否處于Ξ輪滑跑過程中且該飛機的表速是否小于飛機補償速 度VW及判斷該飛機中的是否具有發動機處于反推力狀態，若是，則停止所述飛機不對稱 推力補償控制方法，若否，則進行下一步；
[0037] 步驟2 :飛控系統接收各個發動機的高壓轉子轉速信號W及低壓轉子轉速信號；
[0038] 步驟3 :判斷各個發動機是否具有推力輸出；若否則停止飛機不對稱推力補償控 制方法，若是，則進行下一步；
[0039] 步驟4 :獲取每兩個在飛機上相互對稱設置的發動機的高壓轉子轉速差Δ 及低壓轉子轉速差An。。,,，并判斷高壓轉子轉速差是否超過第一闊值W及低壓轉子轉速差 是否超過第二闊值；當高壓轉子轉速差超過第一闊值且低壓轉子轉速差超過第二闊值時， 進行下一步；
[0040] 步驟5 :選取高壓轉子轉速差或者低壓轉子轉速差中的一個作為控制變量，并將 該控制變量進行歸一化處理；
[0041] 步驟6:獲取飛機參數，并通過公式計算平衡狀態下的副翼偏度和方向艙偏度的 偏差值；
[004引步驟7 :根據公式、并通過步驟5處理后的控制變量W及步驟6中得到的副翼偏度 和方向艙偏度的偏差值求得副翼角度W及方向艙角度的變化增益；
[0043] 步驟8 :控制副翼W及方向艙按照角度變化增益變化角度。
[0044] 假設飛機上設置有四個發動機，且兩兩相互對稱設置，上述步驟4中的與 Δn。。t^舉例來說為：
[0045] 兩側機翼外側發動機高壓轉子轉速差
[004引 Δη0"Η=Παη-Πιη
[0047] 兩側機翼外側發動機低壓轉子轉速差Δη。。,^
[004引 Arw=nA_niL
[0049]兩側機翼內側發動機高壓轉子轉速差Δηι"Η;
[0050] Δη"Η=η3Η-Π2Η
[0051] 兩側機翼內側發動機低壓轉子轉速差Ani"L;
[0052] AnmL=n；5L-n；；L
[0053] 其中，各個數字代表發動機的代號，即上述公式中的1、2、3、4代表4個不同的發動 機，L代表低壓轉子轉速，Η代表高壓轉子轉速，η代表轉子轉速差。可W理解的是，上述的 1、4發動機為對稱發動機，2、3發動機為對稱發動機。
[0054] 具體地，在本實施例中，所述步驟1中飛機補償速度確定方法為：根據飛機起落架 機輪與跑道表面摩擦力等于發動機失效導致的不對稱推力進行確定。可W理解的是，通常， 我們將該飛機補償速度定為地面最小操縱速度的60%。
[00巧]在本實施例中，第一闊值為在副翼和方向艙處于中立位置時，不對稱推力使側滑 角不超過0. 2度時，求得左右推力差，通過推力差求高壓轉子轉速差，該高壓轉子轉速差為 第一闊值；
[0056] 第二闊值為在副翼和方向艙處于中立位置時，不對稱推力使側滑角不超過0. 2度 時，求得左右推力差，通過推力差求低