專利名稱：一種大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)，涉及對大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法的改進。
背景技術(shù)：
該技術(shù)是全電傳控制飛機控制律所必須解決的重點之一，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)揮飛機性能，實現(xiàn)期望的無憂慮操縱的重要手段。大型飛機滾轉(zhuǎn)通道的一般設(shè)計需求如下(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為飛機的傾斜角，Y ^jld為飛機的傾斜角保持值，Ymax為飛機最大傾斜角， Y ‘ _為飛機在超速模式下的最大傾斜角。目前此問題的解決方法主要分為兩類一類是開環(huán)控制方案，當(dāng)飛機的傾斜角超過一定值時，通過反傳作動器給駕駛盤一個反向的控制力，阻止傾斜角進一步增大，當(dāng)松盤時反向力使飛機回到正常范圍之內(nèi)。此方法的弊端在于不精確控制傾斜角，實際飛行時，當(dāng)駕駛員松開駕駛盤后，無法確切知道傾斜角目標(biāo)值，同時此方案也無松盤保持功能。另一類是基于傾斜角反饋的閉環(huán)控制方案，即當(dāng)飛機實際的傾斜角超過一定值時，降低駕駛員前向控制指令，達(dá)到限制的目的，此方案由于指令計算中包含飛機的反饋參量，設(shè)計及綜合難度大，實際評估過程較為復(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的反饋參量、設(shè)計及綜合難度小、評估過程簡單的大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法。本發(fā)明的技術(shù)方案是一種大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法，基于飛行控制計算機、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計算步驟為1、駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；2、飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；3、計算傾斜角指令Y。計算方法為下述方法之一3. 1、當(dāng)飛機速度處于正常飛行包線內(nèi)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式計算反饋角速率1)_ Pequ = KYn* Y offset............................................................... [1]式中Κγη為比例系數(shù)，Yoffset為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Yh-度時，令Y。ffsrt = 0 ；
當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Yh。ld度時，γ。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - Yhold).......................................[2]式中Y ' lim為上一計算周期的傾斜角，第一計算周期的傾斜角偏差為零；3. 1. 2、按照下式計算角速率指令p。md Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim經(jīng)過限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式計算積分傾斜角Y int Ylnt = I [Pcmd-Kfade*(y ‘ liffl-Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade為淡化因子，Y' ^為上一計算周期經(jīng)過限幅的傾斜角，Y' int為上一計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，Y。= Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時，Yc= Y max ；3. 2、當(dāng)飛機處于超速狀態(tài)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式計算反饋角速率Pequ Pequ = Kys^Yoffset...............................................................[5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = 0 0，Yoffset為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Y hold度時，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Yh。ld度時，y。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - y hold).......................................[6]3. 2. 2、按照下式計算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [7]式中p。lim經(jīng)過限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式計算積分傾斜角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，Y。= Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時，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)點是計算過程不需要飛機的反饋參量，設(shè)計及綜合難度小，評估過程簡單，保證了姿態(tài)限制性能，具有實際應(yīng)用價值。
具體實施例方式下面對本發(fā)明做進一步詳細(xì)說明。一種大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法，基于飛行控制計算機、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計算步驟為1、駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；
2、飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角 速率指令Pc ；3、計算傾斜角指令Y。計算方法為下述方法之一3. 1、當(dāng)飛機速度處于正常飛行包線內(nèi)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = O ；3. 1. 1、按照下式計算反饋角速率p_ p琴=KYn*Y。ffset...............................................................[1]式中KYn為比例系數(shù)，Yoffset為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Y hold度時，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Yh。ld度時，y。ffset = sign(y ‘ lim) Y ‘ lim I - Y hold).................................... [2]式中Y ‘ liffl為上一計算周期的傾斜角，第一計算周期的傾斜角偏差為零；3. 1. 2、按照下式計算角速率指令Pcmd Pcmd = Pciim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim經(jīng)過限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式計算積分傾斜角Y int Ylnt = S [Pcmd-Kfade*(y ‘ lim- Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade為淡化因子，Y' ^為上一計算周期經(jīng)過限幅的傾斜角，Y' int為上 一計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，Yc = Yint ；當(dāng)Y int 彡 Y max 時，Yc= Ymax ；3. 2、當(dāng)飛機處于超速狀態(tài)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式計算反饋角速率p_ Pequ = Kys* Y Offset............................................................... [5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = 0 0，Yoffset為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差；當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Y hold度時，令Y。ffset = 0 ；當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Yh。ld度時，Yoffset = sign (Y ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ "Y hoid)....................................... [6]3. 2. 2、按照下式計算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Prqu............................................................... [7]式中p。lim經(jīng)過限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式計算積分傾斜角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，Yc = Yint ；當(dāng)Yint 彡 Ymax 時，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公式8進行傾斜角計算得期望的積分傾斜角，根據(jù)傾斜角限制值計算計算傾斜角偏差，來達(dá)到限制傾斜角的目的，當(dāng)松開駕駛盤時，積分輸入為零，保持當(dāng)前的Y int，從而達(dá)到保持的目的，避免使用飛機實際傾斜角指令帶來的綜合問題。實施例11、駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；2、飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；3、計算傾斜角指令Yc:3. 1、當(dāng)飛機速度處于正常飛行包線內(nèi)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式計算反饋角速率Petiu 3. 1. 2、按照下式計算角速率指令pcmd 3. 1. 3、按照下式計算積分傾斜角γ int 3. 1. 4、確定傾斜角指令Yc
權(quán)利要求
1. 一種大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法，基于飛行控制計算機、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性測量系統(tǒng)，其特征在于，控制指令的計算步驟為1.1、駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；1.2、飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc ；1. 3、計算傾斜角指令Y。計算方法為下述方法之一1. 3. 1、當(dāng)飛機速度處于正常飛行包線內(nèi)時，超速標(biāo)志Overspeedsw = O ；1. 3. 1. 1、按照下式計算反饋角速率Petiu Pequ = KYn* Yoffset................................................[1]式中κγη為比例系數(shù)，Y。 #為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差； 當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Yh-度時，令Y。ffsrt = O ； 當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Y !^ld度時，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ-Yh0Id).......................................[2]式中Y ‘ lim為上一計算周期的傾斜角，第一計算周期的傾斜角偏差為零； 1. 3. 1. 2、按照下式計算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ................................................[3]式中Plim經(jīng)過限幅的角速率指令； 1. 3. 1. 3、按照下式計算積分傾斜角、int Vmt = f [Pcmd-Kfade* ( y , lim- y , int) ].................................[4]式中Afade為淡化因子，Y' lim為上一計算周期經(jīng)過限幅的傾斜角，Y' int為上一計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)飛機處于超速狀態(tài)時，超速標(biāo)志OVerspeedsw = 1 ； 1. 3. 2. 1、按照下式計算反饋角速率P_ Pequ — KYS* Y offset............................................................... [5]式中KYS為比例系數(shù)，Kys = O 10，Yoffset為當(dāng)前計算周期的傾斜角偏差； 當(dāng)飛機傾斜角絕對值小于Yh-度時，令Y。ffsrt = O ； 當(dāng)飛機傾斜角絕對值大于等于Y !^ld度時，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ Iim I - Y hold).......................................[6]1. 3. 2. 2、按照下式計算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ[7]式中P。lim經(jīng)過限幅的角速率指令； 1. 3. 2. 3、按照下式計算積分傾斜角、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)，涉及對大型飛機滾轉(zhuǎn)通道控制指令計算方法的改進?？刂浦噶畹挠嬎悴襟E為駕駛盤角位移傳感器測量出駕駛盤角位移信號輸入給飛行控制計算機；飛行控制計算機收到駕駛員操縱指令，經(jīng)過指令成型濾波器解算后形成滾轉(zhuǎn)角速率指令Pc；計算傾斜角指令γc；確定角速率指令Wxc。本發(fā)明的計算過程不需要飛機的反饋參量，設(shè)計及綜合難度小，評估過程簡單，保證了姿態(tài)限制性能，具有實際應(yīng)用價值。
文檔編號G05D1/08GK102346488SQ20111029443
公開日2012年2月8日 申請日期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 申請人:中國航空工業(yè)第六一八研究所