本发明专利涉及飞机纵向控制增强及增稳控制的领域
背景技术：
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国内已服役的大型水陆两栖飞机采用机械式人力操纵系统，操纵力过大，极大地增加了驾驶员的操纵负担，对飞机的飞行品质及飞行安全性构成不利的影响。在研的大型水陆两栖飞机虽采用了机械助力式飞行操纵系统，但由于是无回力系统，飞机在起降状态下的驾驶员操纵负担仍然过重，灭火投水时易发生大的姿态瞬时变化。此外，该型飞机的适海抗浪能力仍不能满足恶劣海况外海救援的要求，为改善该能力，必须采用附面层增升手段。为配合附面层增升设计，水上飞机应当配备有效的控制增稳手段，改善飞行品质，并提高起降状态的飞行安全性。
技术实现要素：
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本发明提出了一种控制增稳系统的控制律，能够解决水陆两栖飞机水面起降、投水灭火时的纵向静稳定性不足问题，有效地改善飞机飞行品质。
本发明提出了一种优化改进方案，即在原准机的机械操纵系统的基础上加装控制增稳系统。控制系统由机械助力式飞行操纵系统与控制增稳系统2部分组成。在飞机已有的助力飞行操纵系统的基础上，通过复合摇臂将控制增稳系统与助力飞行操纵系统进行交联。其中，助力飞行操纵系统采用无回力式，换装气液人感装置，以确保全飞行包线内的飞行操纵特性满足适航规章要求；控制增稳系统通过俯仰速率反馈及迎角、过载反馈等来确保飞机的短周期运动模态满足飞行品质规范要求。
本发明可有效改善飞机的纵向飞行品质，在提高飞行安全性的同时，使飞机易于操纵。
水陆两栖飞机纵向控制增稳系统选用常规响应构型的俯仰轴控制律来设计，即采用迎角和俯仰速率混合反馈的比例式控制律。
本发明提供的控制增稳系统控制律，具有以下有益效果：在飞机已有的助力飞行操纵系统的基础上，通过复合摇臂将控制增稳系统与助力飞行操纵系统进行交联。通过增稳反馈改善飞机的短周期模态，通过前馈增益改善飞机的操纵特性。该系统与现有的机械操纵系统相兼容，可有效改善飞机飞行品质。
附图说明：
附图是本发明提供的起降阶段纵向控制增稳控制律原理框图；
参见附图，本发明实施例提供起降状态下的控制增稳控制律原理框图。其中：001代表驾驶员操纵力；002代表人工载荷机构；003为机械操纵线系传动比；004为复合摇臂；005为升降舵执行机构；006为飞机本体动力学模型；007为飞机的迎角响应；008为飞机的俯仰速率响应；009为迎角反馈回路的滤波器；011为俯仰速率反馈增益；012为加法计算环节；013为控制增稳系统前馈增益。
箭头表征信号的传导及分流方向；加法环节及减法环节表征信号的汇总以及算术关系，“+”号表示汇总时信号取正，“-”号表征汇总时信号取负；信号按箭头方向传导，会抵达各个处理环节，根据环节的特性进行必要的转换，如放大、滤波、积分运算等。
如附图所示，驾驶杆力通过图上方的通道传递，通过002、003两个环节传递到004，与从012环节处理过的信号相加之后，经005环节的处理，传递 到飞机动力学模型006。
与此同时，杆力还通过013环节向前传递，在与经环节010、011处理过的信号相加之后，传递给加法环节004。与环节003处理过的信号相加之后，传递至环节004，与003环节处理过的信号相加，传递至环节005。
飞机实际的动态响应007及008，还可通过反馈通道传送到前向通道之中。迎角007通过环节009及010，传递到加法环节012；俯仰速率008通过另外一条回路，经环节011处理后，也传送到加法环节012；3组信号相加后，通过加法环节004，与003的输出信号共同构成环节005的输入信号。
具体实施方式：
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清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出原创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。
本发明提供的纵向控制增稳控制律，可运用于改善水陆两栖飞机或其他水上飞机的纵向稳定性及操纵性，从而提高其水面起降状态、投水灭火状态的安全性。
参见附图，本发明实施例提供起降状态下的控制增稳控制律原理框图。其中：001代表驾驶杆力；002代表人工载荷机构；003为机械操纵线系传动比；004为复合摇臂；005为升降舵执行机构；006为飞机本体动力学模型；007为飞机的迎角响应；008为飞机的俯仰速率响应；009为迎角反馈回路的滤波器；010为迎角反馈回路的增益；011为俯仰速率反馈增益；012为前向通道加法环节；013为控制增稳系统前馈增益。
如附图所示，纵向控制增稳系统由三部分组成：由人工载荷机构002、操纵杆系003、助力器004组成的机械操纵系统；由迎角滤波器009、迎角反馈增益010、俯仰速率反馈增益011组成的增稳系统；以及由指令梯度增益013构成的前向通路。
驾驶员施加操纵力001，通过人工感觉装置002，以一定的比例关系转换为杆位移，通过机械传动系统003放大为飞机升降舵的偏转指令，通过复合摇臂004控制升降舵助力器005操纵升降舵的运动，使得飞机006产生俯仰姿态运动。
俯仰速率反馈增益011用于改善飞机的短周期模态动稳定性，当飞机存在抬头速率时，该增益产生升降舵下偏的信号，通过复合摇臂004修正驾驶员的操纵指令，抑制飞机抬头速率的增加；当飞机存在低头速率时，该增益产生升降舵上偏的信号，通过复合摇臂004修正驾驶员的操纵指令，抑制飞机的低头速率的增加。因此该增益起飞机俯仰姿态运动的稳定作用。
迎角反馈增益010用于提高飞机的纵向静稳定性。当飞机飞行迎角增加时，该增益产生升降舵下偏的信号，通过复合摇臂004修正驾驶员的操纵指令，快速抑制迎角继续增加的趋势，使短周期模态的过渡时间更短；当飞机飞行迎角减小时，该增益产生升降舵上偏，通过复合摇臂010修正驾驶员的操纵指令，快速抑制迎角继续减小的趋势，使短周期模态的过渡时间更短。
前向增益013用于修正驾驶员的操纵增益，当驾驶员感觉操纵力过重时，该增益增加，以放大驾驶员的操纵效果，使其操纵负担降低；反之，则增益减小，主动减小驾驶员的操纵效果，避免操纵过于灵敏。
由理论可知，当增稳反馈回路增益增大，则整个操纵系统的闭环增益越小，静操纵性受到不利影响。而增加前馈指令通道后，可以提高前馈增益，从 而补偿反馈回路带来的不利影响。从而在改善飞机的纵向静稳定性及动稳定性。
附图中，飞机动力学模型006采用线性小扰动方程。附图中包括驾驶盘操纵力前馈增益013，俯仰速率008的反馈增益011以及迎角的反馈增益010等三个控制律设计参数；升降舵执行机构简化为时间常数τact＝0.10s的惯性环节；驾驶盘特性002和升降舵传递系数003用来表征简化的机械通道模型。以上参数由飞机本体特性和机械操纵系统决定，在给定的飞行状态下不随控制律的不同而变化。在迎角反馈回路加入了时间常数τaf为0.10s的一阶低通滤波器009，用于滤除迎角信号的高频噪声。