电传控制律传动比的验证方法及装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞机飞行控制系统试验验证技术领域，具体而言，涉及一种电传控制律传动比的验证方法及装置。
【背景技术】
[0002]电传控制律传动比试验是对飞控计算机中控制律的架构、极性、参数、动态环节、非线性环节(饱和、死区等)等的验证，用于检验飞控计算机中控制律的实现与设计的一致性，是飞控系统各项性能试验的基础。通常情况下，该项试验需要在铁鸟台架上及机上进行充分验证，对各个控制通道的运动极性及特性进行设计符合性验证。因此，电传控制律传动比验证的全面性、高效性及试验数据实时分析是该试验的关键。
[0003]当前相关技术中电传控制律传动比验证大多基于飞行状态点，从而进行操纵及传感器反馈信号的输入，将试验舵偏指令或舵面偏度稳态值进行记录，后期与理论值进行对比分析。然而，由于电传控制律架构及参数复杂，飞机飞行包线大等问题，使用基于状态点的试验方法会导致试验任务量巨大，并且有可能无法对控制律进行全面验证。另外，试验数据的非实时处理，无法对试验结果实时评判及对试验过程中的问题进行排故。
[0004]因此，需要对控制律的架构及参数进行认真分析，从而制定出试验方法，并且采用基于理论模型的实时数据分析方法，才能够保证对电传控制律传动比验证的全面性、高效性及准确性。
[0005]传统的电传控制律传动比验证存在以下缺点:未基于控制律充分分析的基础上，制定一套试验验证方法，从而保证试验的全面性及高效性；未对试验数据进行基于理论模型的分析方法，无法快速的对试验结果进行评判，以及对控制律动态特性等未能充分的验证；未对试验数据进行基于理论模型的分析，无法快速的对试验环境出现的问题进行排故。
【发明内容】
[0006]本发明提供了一种电传控制律传动比的验证方法及装置，以至少解决相关技术中无法快捷的对控制律参数进行全面验证，且无法在试验过程实时的对试验结果进行评判及对控制律的动态特性进行验证的问题。
[0007]根据本发明的一个方面，提供了一种电传控制律传动比的验证方法，包括:根据飞行器的操纵信号、预先设置的所述飞行器的姿态反馈信号和调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令，其中，所述操纵信号是操作所述飞行器的操纵机构时，所述操纵机构输出的信号，所述调参变量包括大气数据和飞机构型；将所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量输入到仿真模型，所述仿真模型输出仿真舵面偏转指令；比较所述舵面偏转指令和所述仿真舵面偏转指令，根据比较结果验证所述飞控计算机中的所述电传控制律传动比。
[0008]优选地，获取所述飞控计算机的所述舵面偏转指令包括:根据所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令之前，所述方法包括:获取所述飞行器的操纵信号，其中，所述操纵信号包括以下至少之一:驾驶杆，驾驶盘，脚蹬信号；获取所述姿态反馈信号，其中，所述姿态反馈信号包括所述飞行器的姿态传感器反馈的以下至少之一:三轴角速率、法向过载，侧向过载、俯仰角，滚转角、迎角；确定所述飞控计算机的所述调参变量。
[0009]优选地，确定所述飞控计算机的所述调参变量包括:确定所述操纵信号和所述姿态反馈信号对应的各个控制支路和所述各个控制支路的各个增益，其中，每个控制支路至少包括一个增益；对所述各个控制支路的所述各个增益进行分析，统计出所述各个增益使用的调参变量及所述调参变量的范围；在存在相同的调参变量的情况下，将所述相同的调参变量对应的范围区间进行合并，将合并后的区间范围作为该调参变量的范围。
[0010]优选地，所述调参变量是线性变化的。
[0011]优选地，所述大气数据包括以下至少之一:气压高度，表速，马赫数，真空速，动压；所述飞机构型包括襟缝翼位置。
[0012]根据本发明的另一方面，提供了一种电传控制律传动比的验证装置，包括:获取模块，根据飞行器的操纵信号、预先设置的所述飞行器的姿态反馈信号和调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令，其中，所述操纵信号是操作所述飞行器的操纵机构时，所述操纵机构输出的信号，所述调参变量包括大气数据和飞机构型；确定模块，用于将所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量输入到仿真模型，所述仿真模型输出仿真舵面偏转指令；比较模块，用于比较所述舵面偏转指令和所述仿真舵面偏转指令，根据比较结果验证所述飞控计算机中的所述电传控制律传动比。
[0013]优选地，所述获取模块还用于:获取所述飞行器的操纵信号，其中，所述操纵信号包括以下至少之一:驾驶杆，驾驶盘，脚蹬信号；获取所述姿态反馈信号，其中，所述姿态反馈信号包括所述飞行器的姿态传感器反馈的以下至少之一:三轴角速率、法向过载，侧向过载、俯仰角，滚转角、迎角；确定所述飞控计算机的所述调参变量。
[0014]优选地，所述获取模块还用于:获取所述飞行器的操纵信号，其中，所述操纵信号包括以下至少之一:驾驶杆，驾驶盘，脚蹬信号；获取所述姿态反馈信号，其中，所述姿态反馈信号包括所述飞行器的姿态传感器反馈的以下至少之一:三轴角速率、法向过载，侧向过载、俯仰角，滚转角、迎角；确定所述飞控计算机的所述调参变量。
[0015]优选地，所述确定模块还用于:确定所述操纵信号和所述姿态反馈信号对应的各个控制支路和所述各个控制支路的各个增益，其中，每个控制支路至少包括一个增益；对所述各个控制支路的所述各个增益进行分析，统计出所述各个增益使用的调参变量及所述调参变量的范围；在存在相同的调参变量的情况下，将所述相同的调参变量对应的范围区间进行合并，将合并后的区间范围作为该调参变量的范围。
[0016]优选地，所述调参变量是线性变化的。
[0017]优选地，所述大气数据包括以下至少之一:气压高度，表速，马赫数，真空速，动压；所述飞机构型包括襟缝翼位置。
[0018]通过本发明，根据飞行器的操纵信号、预先设置的所述飞行器的姿态反馈信号和调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令，其中，所述操纵信号是操作所述飞行器的操纵机构时，所述操纵机构输出的信号，所述调参变量包括大气数据和飞机构型；将所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量输入到仿真模型，所述仿真模型输出仿真舵面偏转指令；比较所述舵面偏转指令和所述仿真舵面偏转指令，根据比较结果验证所述飞控计算机中的所述电传控制律传动比。解决了相关技术中无法快捷的对控制律参数进行全面验证，且无法在试验过程实时的对试验结果进行评判及对控制律的动态特性进行验证的问题，进而达到了大大缩短试验周期，实现对飞行控制律传动比的全面验证的效果。
【附图说明】
[0019]此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0020]图1是根据本发明实施例的电传控制律传动比的验证方法的流程图；
[0021]图2是根据本发明实施例的电传控制律传动比装置的结构框图。
【具体实施方式】
[0022]下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0023]在本实施例中提供了一种电传控制律传动比的验证方法，图1是根据本发明实施例的电传控制律传动比的验证方法的流程图，如图1所示，该流程包括如下步骤:
[0024]步骤S102，根据飞行器的操纵信号、预先设置的所述飞行器的姿态反馈信号和调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令，其中，所述操纵信号是操作所述飞行器的操纵机构时，所述操纵机构输出的信号，所述调参变量包括大气数据和飞机构型；
[0025]在一个实施例中，根据所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量获取飞控计算机的舵面偏转指令之前，所述方法包括:获取所述飞行器的操纵信号，其中，所述操纵信号包括以下至少之一:驾驶杆，驾驶盘，脚蹬信号；获取所述姿态反馈信号，其中，所述姿态反馈信号包括所述飞行器的姿态传感器反馈的以下至少之一:三轴角速率、法向过载，侧向过载、俯仰角，滚转角、迎角；确定所述飞控计算机的所述调参变量。
[0026]在一个优选的实施例中，确定所述飞控计算机的所述调参变量包括:确定所述操纵信号和所述姿态反馈信号对应的各个控制支路和所述各个控制支路的各个增益，其中，每个控制支路至少包括一个增益；对所述各个控制支路的所述各个增益进行分析，统计出所述各个增益使用的调参变量及所述调参变量的范围；在存在相同的调参变量的情况下，将所述相同的调参变量对应的范围区间进行合并，将合并后的区间范围作为该调参变量的范围。
[0027]优选的，所述调参变量是线性变化的，所述大气数据包括以下至少之一:气压高度，表速，马赫数，真空速，动压；所述飞机构型包括襟缝翼位置
[0028]步骤S104，将所述操纵信号、所述姿态反馈信号和所述调参变量输入到仿真模型，所述仿真模型输出仿真舵面偏转指令；
[0029]步骤S106，比较所述舵面偏转指令和所述仿真舵面偏转指令，根据比较结果验证所述飞控计算机中的所述电传控制律传动比。
[0030]通过上述步骤，解决了无法在试验过程实时的对试验结果进行评判及对控制律的动态特性进行验证的问题，进而达到了大大缩短试验周期，实现对飞行控制律传动比的全面验证的效果。
[0031]在本实施例中还提供了一种电传控制律传动比的验证装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。
[0032]图2是根据本发明实施例的电传控制律传动比的验证装置的结构框图，如图2所示，该装置包括:
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