一种飞机不对称推力补偿控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及航空飞行控制技术领域，特别是设及一种飞机不对称推力补偿控制方 法。
【背景技术】
[0002] 多发飞机在飞行中，如果单发或单侧发动机失效，飞机的纵横航向平衡就会遭到 破坏，产生大的不对称偏航力矩，使飞机发生急剧的偏转和倾斜，使侧滑角不断增大导致升 阻特性恶化，致使飞机很快接近失速速度，甚至造成不可控的飞行W及坠毁。
[0003] 当前国内对不对称推力补偿的操纵都是通过飞行员手动压杆和撥舱实现。虽然驾 飞行员压杆和撥舱能够平衡住飞机，避免发生危险，但当发动机失效W后，飞行员要根据飞 机姿态的变化，声音的异常，发动机告警信号及仪表指示的变化等，首先判断那台发动机故 障，然后决定怎样操纵飞机，最后压杆和撥舱制止飞机滚转和偏航，使飞机保持平衡状态。 运需要一定的时间，而且时间长短取决于飞行员的飞行技能，处理突发异常现象的能力W 及屯、里素质，作出正确操纵的快速性。在运段时间内，飞机很有可能失速，发生危险，而且运 显著的增加了飞行员的操纵负担W及屯、里压力。
[0004] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种飞机不对称推力补偿控制方法来克服或至少减轻现 有技术的中的至少一个上述缺陷。
[0006] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机不对称推力补偿控制方法，所述飞机不对 称推力补偿控制方法包括：步骤1 :判断飞机是否处于Ξ轮滑跑过程中且该飞机的表速是 否小于飞机补偿速度VW及判断该飞机中的是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停 止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；步骤2 :飞控系统接收各个发 动机的高压转子转速信号W及低压转子转速信号；步骤3 :判断各个发动机是否具有推力 输出；若否则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若是，则进行下一步；步骤4 :获取 每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差A 及低压转子转速差 Δn。。,^并判断高压转子转速差是否超过第一阔值W及低压转子转速差是否超过第二阔值； 当高压转子转速差超过第一阔值且低压转子转速差超过第二阔值时，进行下一步；步骤5 : 选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将该控制变量进行归 一化处理；步骤6 :获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舱偏度的 偏差值；步骤7 :根据公式、并通过所述步骤5处理后的控制变量W及所述步骤6中得到的 副翼偏度和方向舱偏度的偏差值求得副翼角度W及方向舱角度的变化增益；步骤8 :控制 副翼W及方向舱按照角度变化增益变化角度。
[0007] 优选地，所述步骤1中飞机补偿速度确定方法为：根据飞机起落架机轮与跑道表 面摩擦力等于发动机失效导致的不对称推力进行确定。
[0008] 优选地，所述第一阔值为在副翼和方向舱处于中立位置时，不对称推力使侧滑角 不超过0. 2度时，求得左右推力差，通过推力差求高压转子转速差，该高压转子转速差为第 一阔值；
[0009] 所述第二阔值为在副翼和方向舱处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过 0. 2度时，求得左右推力差，通过推力差求低压转子转速差，该低压转子转速差为第一阔值。
[0010] 优选地，所述步骤5中的将该控制变量进行归一化处理具体为：
[0011] 将该控制变量采用如下公式进行归一化处理：
[0012] 当采用高压转子转速差时为：
[0013] 使高压转子最大转速减去高压转子转速差，从而获得高压归一化处理因子；
[0014] 使低压转子最大转速减去低压转子转速差，从而获得低压归一化处理因子。
[0015] 优选地，所述步骤6中的获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度 和方向舱偏度的偏差值具体为：
[0016] 步骤61 :通过公式计算左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏 航力矩Masym;
[0017] 步骤62 :根据所述步骤61中的不对称偏航力矩Mawm，通过公式计算不同飞行阶段 的侧滑角；
[0018] 步骤63 :根据所述步骤62的计算结果，通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方 向舱偏度。
[0019] 优选地，所述步骤61中的具体公式为：
[0020] Ma罕=(P+DJ·Ip;其中，
[0021] Mawm是左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩；
[0022] P是左右机翼对称位置正常工作发动机的输出推力；
[0023] 氏"是左右机翼对称位置失效发动机的风车阻力。
[0024] 优选地，所述步骤62中的具体公式为：
[00 巧]
其中，
[0026] 1是飞机的翼展；S是飞机的机翼面积；q是飞机某一高度和速度时的动压；β是 飞机侧滑角；Cf是飞机侧滑角产生的侧力系数；（:、是飞机副翼产生的侧力系数；Cf是飞 机方向舱产生的侧力系数；G是飞机重量；丫是飞机坡度角；Θ是飞机俯仰角；#tf是飞机 横向静稳定性；听f、是飞机副翼操纵效率；是飞机方向舱产生的滚转力矩系数；是飞 机航向静稳定性；是飞机副翼产生的偏航力矩系数；是飞机方向舱操纵效能。
[0027] 优选地，所述步骤63中的具体公式为：
[0028]
其中，
[002引 δxacef为副翼偏度；δWCEF为方向舱偏度。
[0030] 本发明的飞机不对称推力补偿控制方法本发明的优点是：本发明将不对称推力传 统的人工补偿控制方法，采用控制系统自动实现，避免出现由于飞行员处理不及时或处理 不当造成的危险。本发明在全飞行包线内当发动机失效后，及时自动偏转副翼和方向舱平 衡飞机，使力和力矩达到平衡，确保飞行安全，减轻飞行员操作负担W及飞行员屯、里压力， 避免飞机出现危及飞行安全的情况。
【附图说明】
[0031] 图1是根据本发明第一实施例的飞机不对称推力补偿控制方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0032] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[003引在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、V纵向V横向V前V后V左"、 "右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底""内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方 位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元 件必须具有特定的方位、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的 限制。
[0034] 图1是根据本发明第一实施例的飞机不对称推力补偿控制方法的流程示意图。
[0035] 如图1所示的飞机不对称推力补偿控制方法包括：
[0036] 步骤1 :判断飞机是否处于Ξ轮滑跑过程中且该飞机的表速是否小于飞机补偿速 度VW及判断该飞机中的是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停止所述飞机不对称 推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；
[0037] 步骤2 :飞控系统接收各个发动机的高压转子转速信号W及低压转子转速信号；
[0038] 步骤3 :判断各个发动机是否具有推力输出；若否则停止飞机不对称推力补偿控 制方法，若是，则进行下一步；
[0039] 步骤4 :获取每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差Δ 及低压转子转速差An。。,,，并判断高压转子转速差是否超过第一阔值W及低压转子转速差 是否超过第二阔值；当高压转子转速差超过第一阔值且低压转子转速差超过第二阔值时， 进行下一步；
[0040] 步骤5 :选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将 该控制变量进行归一化处理；
[0041] 步骤6:获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舱偏度的 偏差值；
[004引步骤7 :根据公式、并通过步骤5处理后的控制变量W及步骤6中得到的副翼偏度 和方向舱偏度的偏差值求得副翼角度W及方向舱角度的变化增益；
[0043] 步骤8 :控制副翼W及方向舱按照角度变化增益变化角度。
[0044] 假设飞机上设置有四个发动机，且两两相互对称设置，上述步骤4中的与 Δn。。t^举例来说为：
[0045] 两侧机翼外侧发动机高压转子转速差
[004引 Δη0"Η=Παη-Πιη
[0047] 两侧机翼外侧发动机低压转子转速差Δη。。,^
[004引 Arw=nA_niL
[0049]两侧机翼内侧发动机高压转子转速差Δηι"Η;
[0050] Δη"Η=η3Η-Π2Η
[0051] 两侧机翼内侧发动机低压转子转速差Ani"L;
[0052] AnmL=n；5L-n；；L
[0053] 其中，各个数字代表发动机的代号，即上述公式中的1、2、3、4代表4个不同的发动 机，L代表低压转子转速，Η代表高压转子转速，η代表转子转速差。可W理解的是，上述的 1、4发动机为对称发动机，2、3发动机为对称发动机。
[0054] 具体地，在本实施例中，所述步骤1中飞机补偿速度确定方法为：根据飞机起落架 机轮与跑道表面摩擦力等于发动机失效导致的不对称推力进行确定。可W理解的是，通常， 我们将该飞机补偿速度定为地面最小操纵速度的60%。
[00巧]在本实施例中，第一阔值为在副翼和方向舱处于中立位置时，不对称推力使侧滑 角不超过0. 2度时，求得左右推力差，通过推力差求高压转子转速差，该高压转子转速差为 第一阔值；
[0056] 第二阔值为在副翼和方向舱处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0. 2度 时，求得左右推力差，通过推力差求低