一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法与流程

本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法。

背景技术：

现代电传飞行控制系统，有的全包线内均设计成中性速度稳定控制律，有的空中阶段设计成中性速度稳定控制律，起降阶段设计成正向速度稳定控制律。正向速度稳定控制律必须由飞行员人工操纵驾驶杆(或驾驶盘)或通过纵向配平机构配平飞机达到平飞状态，中性速度稳定控制律由积分器自动配平飞机达到平飞状态。当控制律由中性速度稳定功能转到正向速度稳定功能时，包围积分器的负反馈支路接通，积分器变为惯性环节，该支路输出值迅速减小，飞行员若不及时拉驾驶杆(或驾驶盘)进行补偿修正，则飞机平尾(或升降舵)快速向中立位置运动，飞机快速低头，法向过载迅速减小，高度降低，产生大的瞬态响应，这是飞行员不能接受的。虽然正向速度稳定控制律中有迎角，俯仰角速率等反馈信号，但这些反馈信号是改善动态特性的，仅靠这些反馈信号平尾或升降舵不可能达到平飞所需的偏度。由中性速度稳定控制律转换到正向速度稳定控制律是为了下滑着陆，飞行高度较低，若控制律转换以后，飞机高度快速降低还会影响飞行安全。

当前国内外对于减小中性速度稳定控制律转到正向速度稳定控制律过程的瞬态采用两种方法。一种是起降控制律也设计成中性速度稳定功能，当控制律转换后仍然通过积分器自动配平飞机减小控制律转换过程的瞬态，但是飞机在地面滑跑过程中必须通过轮载信号切断积分器，否则当飞机有轮载时积分器仍然积分最终达到积分器饱和状态，致使平尾(或升降舵)偏转到最大位置，导致飞机在地面滑跑过程中产生非指令的抬头，严重影响安全。有些飞机的轮载信号余度配置达不到飞控系统要求的可靠性，致使起降控制律无法设计成中性速度稳定功能。另一种方法是起降控制律设计成正向速度稳定功能，当控制律由中性速度稳定功能转换到正向速度稳定功能时，人工进行修正使飞机达到平飞，人工修正量的大小及快慢很容易造成操纵过量或不足，均会产生较大的瞬态。若控制律转换前先进行人工操纵补偿再放起落架，同样会造成操纵过量或不足，产生较大瞬态。通过配平机构虽然也能配平飞机，但配平机构运动需要一定的时间，在这个过程中飞机会产生较大的瞬态，高度降低，这些不仅增加了飞行员操纵负担，影响控制律转换过程中的舒适性，同时威胁飞行安全。

因此在控制律设计时必须对中性速度稳定控制律和正向速度稳定控制律结构，功能及控制律转换时的瞬态产生原因进行全面分析，并建立改善控制律转换过程的瞬态方法，使控制律转换过程平稳进行，改善控制律转换过程的性能。

技术实现要素：

本发明的目的是：提供一种中性速度稳定控制律转换到正向速度稳定控制律时，保持平尾(或升降舵)偏度不变，从正向速度稳定控制律转换到中性速度稳定控制律时，通过积分器达到平稳过渡，改善控制律转换过程的瞬态特性。

本发明的技术方案是：一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法，所述中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法包括存储器，起落架收放开关或状态，选值开关，逻辑运算和积分器通断开关，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定起落架开关信号SW_GEAR:若起落架收放开关为放下位置或起落架为放下状态，则起落架开关信号为1，即SW_GEAR＝1，控制律为正向速度稳定功能；若起落架收放开关为收上位置或起落架为收起状态，则起落架开关信号为0，即SW_GEAR＝0，控制律为中性速度稳定功能；

步骤二、确定选值开关1输出值δe2：若SW_GEAR＝1，则δe2＝δe_memory；若SW_GEAR＝0，则δe2＝δe1；

步骤三、确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果SW_Xe:若|Xe|＞Xe_D，则驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为1，即SW_Xe＝1；若|Xe|≤Xe_D，则驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为0，即SW_Xe＝0；

步骤四、确定选值开关2输出值δe3：当SW_GEAR＝1且SW_Xe＝1，则δe3＝δe1；当SW_GEAR＝0或SW_Xe＝0，则δe3＝0.0；

步骤五、确定通断开关SW的值SW_VALUE：若SW_GEAR＝1，则SW_VALUE＝1，SW为接通状态，积分器变为惯性环节；若SW_GEAR＝0，则SW_VALUE＝0，SW为断开状态，积分器输出实际积分值δe_int；

步骤六、确定控制律由中性速度稳定功能转到正向速度稳定功能：SW_GEAR由0变为1，控制律由中性速度稳定功能转换到正向速度稳定功能，SW_VALUE＝1；

步骤七：确定控制律由正向速度稳定功能转到中性速度稳定功能：SW_GEAR由1变为0，控制律由正向速度稳定功能转换到中性速度稳定功能，SW_VALUE＝0，当SW_Xe＝0时，实现自动配平功能；当SW_Xe＝1时，实现机动操纵功能。

本发明的优点是：本发明在已有纵向控制律的基础上，通过存储器采集平尾或升降舵偏度作为输出信号，经过起落架收放开关或状态在平尾或升降舵偏度和存储器输出值之间进行选择，经过驾驶杆或驾驶盘纵向位移及起落架收放开关或状态进行逻辑运算，根据逻辑运算结果在平尾或升降舵偏度和零之间进行选择，同时通过起落架收放开关或状态控制包围积分器的负反馈支路通断开关接通或断开积分器运算，实现中性速度与正向速度稳定控制律的转换，使控制律转换过程平稳过渡，不仅很好地减轻了飞行员负担，同时极大地提高了控制律转换过程中的舒适性。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。

附图说明

图1是飞机纵向控制律示意图；

其中：

Xe是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移信号

Xe_D是死区环节宽度值

ny是法向过载信号

ωz是俯仰角速率信号

α是迎角信号

αL是迎角限制的偏置迎角信号

δe是作动器输出的平尾(或升降舵)偏度信号

δe1是控制律解算的平尾(或升降舵)偏度信号

δe2是选值开关1输出信号

δe3是选值开关2输出信号

δe_memory是存储器输出信号

δe_int是积分器输出信号

SW_GEAR是起落架开关信号

SW是包围积分器负反馈支路的接通或断开开关

Δe是取大值逻辑输出信号与指令成型信号的差值。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做进一步详细描述，请参阅图1。

本发明的原理是：飞机在下滑着陆前，飞行员先调整飞机到平飞状态，然后转换控制律，从空中控制律转换到起降控制律，最后使用起降控制律完成下滑着陆。空中控制律为中性速度稳定控制律，通过积分器自动偏转平尾(或升降舵)到平衡偏度使飞机达到平飞。正向速度稳定控制律通过人工操纵驾驶杆(或驾驶盘)控制平尾(或升降舵)偏转到平衡偏度使飞机保持平飞状态。从中性速度稳定控制律转换到正向速度稳定控制律，由于积分器变为惯性环节，该支路输出值迅速衰减导致平尾(或升降舵)从平衡偏度向中立位置偏转，纵向力和力矩平衡均遭到破坏，法向过载减小，飞机快速低头，高度降低，所以飞行员必须及时拉驾驶杆(或驾驶盘)操纵平尾(或升降舵)偏转到平衡状态，因此从中性速度稳定控制律转换到正向速度稳定控制律时，必须在驾驶杆处于中立位置时保持平尾(或升降舵)偏度不变。当从起降控制律转换到空中控制律时，由于积分器接通开始积分，驾驶杆(或驾驶盘)必须回到中立位置，此时平尾(或升降舵)向中立位置运动，飞机法向过载、迎角、俯仰姿态均减小，产生向下的俯仰角速率，通过积分器积分使平尾(或升降舵)后缘向上偏转，增大飞机迎角和法向过载，形成正的俯仰运动，从而使纵向力和力矩达到平衡。

本发明的思路是：已知飞机准备下滑着陆，使用中性速度稳定控制律调整飞机到平飞状态，飞行高度，飞行速度，迎角，平尾(或升降舵)偏度，油门杆位置都是确定的。当控制律转换时，由于转换过程只有1～3个解算周期，所以控制律转换前后飞机状态保持不变，通过存储器采集控制律转换前一拍的平尾(或升降舵)偏度作为存储器输入值，由于控制律转换前后平尾(或升降舵)偏度不变，仅起落架放下后飞机阻力增加，重心后移，且起落架放下过程需要一定时间，所以飞行状态基本不变。为了避免飞行员通过正向速度稳定控制律操纵飞机下滑着陆过程中积分器仍然积分达到饱和状态，所以通过包围积分器的负反馈支路使积分器变为惯性环节，避免起落架收起积分器再次接通时输出饱和值导致飞机很大的瞬态。当飞机在起飞过程中从正向速度稳定控制律转换到中性速度稳定控制律时，驾驶杆(或驾驶盘)回到中立位置，同时断开包围积分器的负反馈支路使积分器开始工作，补偿驾驶杆(或驾驶盘)回到中立过程的平尾(或升降舵)的偏度减小，从而实现平稳过渡。

本发明的具体内容是：提供一种中性速度稳定控制律转换到正向速度稳定控制律时，保持平尾(或升降舵)偏度不变，从正向速度稳定控制律转换到中性速度稳定控制律时，通过积分器达到平稳过渡，改善控制律转换过程的瞬态特性。

本发明的技术方案是：一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法，所述中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法包括存储器，起落架收放开关或状态，选值开关，逻辑运算和积分器通断开关，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定起落架开关信号SW_GEAR:若起落架收放开关为放下位置或起落架为放下状态，则起落架开关信号为1，即SW_GEAR＝1，控制律为正向速度稳定功能；若起落架收放开关为收上位置或起落架为收起状态，则起落架开关信号为0，即SW_GEAR＝0，控制律为中性速度稳定功能；

步骤二、确定选值开关1输出值δe2：若SW_GEAR＝1，则δe2＝δe_memory；若SW_GEAR＝0，则δe2＝δe1；

步骤三、确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果SW_Xe:若|Xe|＞Xe_D，则驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为1，即SW_Xe＝1；若|Xe|≤Xe_D，则驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为0，即SW_Xe＝0；

步骤四、确定选值开关2输出值δe3：当SW_GEAR＝1且SW_Xe＝1，则δe3＝δe1；当SW_GEAR＝0或SW_Xe＝0，则δe3＝0.0；

步骤五、确定通断开关SW的值SW_VALUE：若SW_GEAR＝1，则SW_VALUE＝1，SW为接通状态，积分器变为惯性环节；若SW_GEAR＝0，则SW_VALUE＝0，SW为断开状态，积分器输出实际积分值δe_int；

步骤六、确定控制律由中性速度稳定功能转到正向速度稳定功能：SW_GEAR由0变为1，控制律由中性速度稳定功能转换到正向速度稳定功能，SW_VALUE＝1；

步骤七：确定控制律由正向速度稳定功能转到中性速度稳定功能：SW_GEAR由1变为0，控制律由正向速度稳定功能转换到中性速度稳定功能，SW_VALUE＝0，当SW_Xe＝0时，实现自动配平功能；当SW_Xe＝1时，实现机动操纵功能。

实施例:

以某型飞机准备下滑着陆为例，飞行员使用中性速度稳定控制律调整飞机为平飞状态，然后放下起落架转换到正向速度稳定控制律。计算过程中所用到得飞机数据有：飞机重量22000kg，飞行高度300m，飞行速度0.40马赫数，平飞迎角为4.2512°，法向过载为1.0，发动机油门偏度位置为31.29°，平尾偏度为-2.7358°。，驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移信号死区宽度为1.0mm。

步骤一、中性速度稳定控制律和正向速度稳定控制律的转换是通过起落架开关信号进行的。当起落架收放手柄处于放下位置或起落架上位锁到位开关信号无效(有效值为1，无效值为0)或起落架下位锁到位开关信号有效(有效值为1，无效值为0)时，SW_GEAR＝1；当起落架收放手柄处于收上位置或起落架上位锁到位开关信号有效(有效值为1，无效值为0)或起落架下位锁到位开关信号无效(有效值为1，无效值为0)时，SW_GEAR＝0；

步骤二、存储器是对其输入数据延迟一个解算周期，并把前一拍的输入数据作为其输出值。在起落架放下前SW_GEAR＝0，由于飞机为平飞状态，所以选值开关1把控制律解算的平尾偏度-2.7358作为输出值，即δe2＝-2.7358，因此存储器输入值为-2.7358，在下一个解算周期时存储器输出该值。当起落架放下后，SW_GEAR＝1，选值开关1把存储器输出值作为选值开关1的输出值，由于存储器输出值δe_memory＝-2.7358，因此选值开关1输出值δe2＝-2.7358。根据存储器的特点，存储器输出值锁定为-2.7358，所以选值开关1输出值也被锁定为-2.7358直到飞机着陆且飞控系统下电，或起落架收起再放下使存储器输出另一个值；

步骤三、无论SW_GEAR＝0或SW_GEAR＝1，当驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移的绝对值不大于死区宽度1.0mm时，都认为驾驶杆(或驾驶盘)处于中立位置，纵向控制律无飞行员操纵指令，此时驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移逻辑运算结果为0，即SW_Xe＝0；当驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移的绝对值超过死区宽度1.0mm时，都认为驾驶杆(或驾驶盘)不在中立位置，纵向控制律有飞行员操纵指令，此时驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为1，即SW_Xe＝1；

步骤四、当起落架放下SW_GEAR＝1，纵向控制律为正向速度稳定，δe2＝-2.7358，若SW_Xe＝0，则逻辑与运算结果为0，因此选值开关2输出值为零，即δe3＝0.0，平尾偏度保持-2.7358。当飞机下降到50m高度，0.25马赫数时，-2.7358°的平尾(或升降舵)偏度不能维持飞机平飞，为了调整飞机平飞必须后拉驾驶杆(或驾驶盘)10.78mm使平尾(或升降舵)偏转到-4.1492°，此时SW_Xe＝1，则逻辑与运算结果为1，因此选值开关2输出值为δe3＝δe1＝-1.4134。当起落架收起SW_GEAR＝0，无论SW_Xe＝0或SW_Xe＝1，逻辑与运算结果都为0，因此选值开关2的输出值为零，即δe3＝0.0；

步骤五、起落架放下后SW_GEAR＝1，则SW_VALUE＝1，SW为接通状态，积分器变为惯性环节。在步骤四中当驾驶杆(或驾驶盘)后拉10.78mm调整飞机到平飞状态时，惯性环节输出值为Δe＝-1.8752；

步骤六、当SW_GEAR由0变为1，控制律由中性速度稳定功能转换到正向速度稳定功能，SW_VALUE＝1，控制律转换以后法向过载为0.976，控制律转换瞬态为0.024，该瞬态值非常小。当驾驶杆处于中立位置时，平尾(或升降舵)偏度为-2.7358°，相当于平尾偏度预置了-2.7358°。若无该平尾偏度预置值，飞行员必须后拉驾驶杆(或驾驶盘)20.866mm，在后续操纵飞机直到接地着陆或飞机复飞收起起落架后再次放下起落架改变存储器输出值之前，飞行员对于纵向操纵都会少拉驾驶杆(或驾驶盘)20.866mm,减小了飞行员拉杆操纵量。

步骤七：当SW_GEAR由1变为0，控制律由正向速度稳定功能转换到中性速度稳定功能，SW_VALUE＝0，若驾驶杆迅速回到中立位置，则控制律转换以后法向过载为0.93，控制律转换瞬态为0.07；若驾驶杆缓慢回到中立位置，则控制律转换以后法向过载为1.035，控制律转换瞬态为0.035。无论快速还是缓慢让驾驶杆(或驾驶盘)回到中立位置，驾驶杆(或驾驶盘)都是由飞行员操纵产生了位移指令，属于飞机机动操纵过程，产生的较大瞬态飞行员能够接受。