一种中性速度稳定性补偿控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步骤：S1,确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果；S2，确定迎角逻辑运算结果；S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置；S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果；S5，确定补偿需要的纵向位移指令；S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1、S2、S4中的结果均满足要求时，选取步骤S5的纵向位移指令Xe_need_cmd进行补偿，否则不进行补偿。本发明在平飞加速或减速过程中通过自动推杆或拉杆调整飞机法向过载为平飞法向过载，不仅很好地减轻飞行员负担，而且极大地提高了中性速度稳定的性能。
【专利说明】
一种中性速度稳定性补偿控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及飞行控制技术领域，具体涉及一种中性速度稳定性补偿控制方法。
【背景技术】
[0002] 中性速度稳定功能是现代高性能飞机普遍采用的一种控制技术，又称为纵向自动 配平功能，指驾驶杆(或驾驶盘)处于中立位置时，通过纵向控制律中的积分模块自动配平 飞机为平飞过载，不需要飞行员操纵驾驶杆(或驾驶盘)或纵向配平机构来配平飞机到平飞 过载。在飞行速度改变情况下通过积分模块自动配平飞机为平飞过载，极大地减轻飞行员 负担，同时平飞过载情况下飞行感觉很舒服。若加速或减速过程中发动机推力变化不大，则 对法向过载和升降速率的影响也不大，纵向控制律中的积分模块能够快速很好地配平飞机 到平飞过载。若加速或减速过程中发动机推力变化很大，例如从巡航推力迅速增到最大推 力或从最大推力迅速减到慢车推力，则对法向过载影响较大和对升降速率的影响很大，虽 然纵向控制律中的积分模块也能够进行配平，但是配平过程较长，当配平飞机到平飞过载 时升降速率变化很大，导致飞机高度改变很大，这是飞行员不能接受的。
[0003] 当前国内对中性速度稳定功能在平飞加速或减速过程中采用两种方法进行修正。 一种是人工修正方法，即在加速或减速过程中只要法向过载尤其升降速率超出飞行员能够 接受范围，飞行员就推杆或拉杆进行修正，这样不仅增加飞行员负担，而且降低了中性速度 稳定功能的性能。另一种是提前预偏舵面修正方法，即当油门杆偏度位置改变时指令平尾 (或升降舵)偏转一定角度进行提前修正，这样虽然能够一定程度上改善中性速度稳定功能 的性能，但是平尾(或升降舵）的偏转角度不易确定，另外平尾(或升降舵)偏转到所需的位 置若时间较长则对于改善中性稳定的性能作用很有限，若时间较短则在油门杆改变时飞机 会有一个较大的瞬态，这也是飞行员不能够接受的。
[0004] 因此在中性速度稳定控制律设计时必须对加速或减速过程中出现的法向过载和 升降速率改变较大导致中性速度稳定性能降低的现象进行全面分析，并建立改善中性速度 稳定性能的方法，使飞行控制系统在平飞加速或减速过程中及时代替飞行员自动推杆或拉 杆进行补偿，改善中性速度稳定功能的性能。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的是提供一种中性速度稳定性补偿控制方法，以解决或至少减轻背景 技术中所存在的至少一处的问题。
[0006] 本发明的原理是：中性速度稳定功能通过积分模块自动配平飞机到平飞法向过 载，即使在加速或减速过程中也能自动配平飞机到平飞法向过载，配平过程的时间长短决 定了实际法向过载和升降速率变化的大小以及高度改变的多少，影响速度中性稳定功能的 性能。在平飞加速过程中，尤其是发动机推力增加很大时纵向控制系统中的积分模块不足 以快速配平飞机到平飞法向过载，导致实际法向过载和升降速率增加较大，高度改变较多， 所以必须向前推杆减小实际法向过载和升降速率确保中性速度稳定的性能。同理在平飞减 速过程中，尤其是发动机推力减小很大时必须向后拉杆增加实际法向过载和升降速率确保 中性速度稳定的性能。据此建立补偿逻辑及补偿算法，通过补偿逻辑和补偿算法把平飞加 速过程中人工推杆修正和平飞减速过程中人工拉杆修正转化为纵向控制系统自动完成。
[0007] 本发明的思路是：已知飞机以中性速度稳定功能在平飞时，飞行高度，飞行速度， 迎角及油门杆偏度位置是确定的。当油门杆偏度位置发生变化时，首先确定飞行员未操纵 驾驶杆或驾驶盘控制飞机，然后确定飞机未进入迎角限制器，最后确定油门杆偏度差超过 其阈值，当以上条件均满足时，采用实际法向过载与平飞法向过载差值以及纵向指令梯度 共同解算的纵向位移指令进行快速补偿，直到法向过载为平飞过载为止，当以上条件至少 一条不满足时，不能采用该补偿控制方法。
[0008] 本发明采用的技术方案是：提供一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步 骤：
[0009] S1，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，驾驶杆或驾 驶盘纵向位移逻辑运算结果为0，即SW+XeiO，不需要补偿;若111 ，驾驶杆或驾驶盘纵 向位移逻辑运算结果为1，即SW+Xeil，中性速度稳定性控制系统处于待补偿状态;其中，Xe 是纵向驾驶杆或驾驶盘位移信号;是死区环节宽度值；
[0010] S2，确定迎角逻辑运算结果SW_a :若€(>aL，迎角逻辑运算结果为〇，即sw_a = 0，不 需要补偿;若a<aL，迎角逻辑运算结果为1，即SW_a = l，中性速度稳定性控制系统处于待补 偿状态;其中，a是迎角信号;是迎角限制的偏置迎角信号；
[0011] S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置Tho:在平飞加速或减速之前，飞 机以中性速度稳定功能进行平飞，若过程持续时间大于等于限定时间段，则把油门杆所在 的偏度位置计为Tho;
[0012] S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果SW_Th:
[0013]
[0014] ATh = Th-Th〇；
[0015] V^Th为油门杆偏度差阈值，Th为加速或减速之后的油门杆偏度位置；
[0016] S5，确定补偿需要的纵向位移指令Xe_need_c;md :式=-义;其中， 尤广是纵向位移与法向过载指令梯度;ny是法向过载信号;ny_Pf是平飞法向过载信号；
[0017] S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1中的SW_Xe = 1且步骤S2中的SW_a = 1且步骤S4中 的SW_Th=l时，选取步骤S5的纵向位移指令X^m^cLand进行补偿，否则不进行补偿。
[0018] 优选地，所述限定时间段为2秒~5秒。
[0019] 优选地，所述步骤S4中在确定油门杆偏度差阈值时，对于战斗机的升降速率绝对 值小于等于l〇m/s，客机和运输机的升降速率绝对值小于等于5m/s。
[0020] 本发明的有益效果在于：
[0021] 本发明在已有的中性速度稳定控制律的基础上，通过实际法向过载与平飞法向过 载的差值，经过纵向指令梯度进行反算得到驾驶杆或驾驶盘纵向位移指令，再与驾驶杆或 驾驶盘纵向位移传感器信号、发动机油门杆偏度及迎角进行逻辑运算，实现中性速度稳定 补偿功能。本发明在平飞加速或减速过程中通过自动推杆或拉杆调整飞机法向过载为平飞 法向过载，不仅很好地减轻飞行员负担，而且极大地提高了中性速度稳定的性能。本发明不 需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的中性速度稳定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】
[0022]图1是本发明一实施例的中性速度稳定性补偿控制方法的流程图。
【具体实施方式】
[0023]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。
[0024]在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "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、以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。
[0025] 以某型飞机加速过程中的中性速度稳定功能为例，计算过程中所用到得飞机数据 有:飞机重量25000kg，飞行高度3000m，飞行速度0.6马赫数，平飞迎角为3.3798°，偏置迎角 为14.5°，法向过载等于平飞法向过载(平飞法向过载值为1.0)，发动机油门偏度位置为 34.17°，该飞行状态下的纵向指令梯度为-40.Omm/g，死区环节宽度为1.0_。
[0026] 如图1所示，一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步骤：
[0027] S1，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，驾驶杆或驾 驶盘纵向位移逻辑运算结果为〇，即SW+liO，不需要补偿;若111 ，驾驶杆或驾驶盘纵 向位移逻辑运算结果为1，即SW+lil，中性速度稳定性控制系统处于待补偿状态;其中，1 是纵向驾驶杆或驾驶盘位移信号;是死区环节宽度值；
[0028] 在本实施例中，驾驶杆或驾驶盘纵向位移传感器信号首先经过一个死区环节，死 区环节宽度为1. 〇mm，即Xe_D= 1.0mm。若| Xe | > 1mm说明飞行员操纵驾驶杆或驾驶盘控制飞 机，驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为〇 ;若I Xe I < 1mm说明飞行员未操纵驾驶杆或 驾驶盘控制飞机，Xe的值是飞机加速或减速过程中驾驶杆或驾驶盘自身重量产生的，驾驶 杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果为1。在平飞加速过程中飞行员只推油门杆而不操纵驾 驶杆或驾驶盘，所以I Xe I彡1 · 〇mm，因此SW_Xe = 1;
[0029] S2，确定迎角逻辑运算结果SW_a :若<1 >aL，迎角逻辑运算结果为〇，即SW_a = 〇，不 需要补偿;若a<aL，迎角逻辑运算结果为1，即SW_a = l，中性速度稳定性控制系统处于待补 偿状态;其中，a是迎角信号;是迎角限制的偏置迎角信号；
[0030] 在本实施例中，由于aPf = 3.3798°，aL=14.5°，所以a<aL，迎角逻辑运算结果sw_a =1。若〇>丸说明飞机进入迎角限制器，为了确保迎角不超过最大迎角，迎角控制器控制飞 机降低高度，通过势能转化为动能提高飞机飞行速度和减小飞机迎角，迎角逻辑运算结果 为0,此时不需要进行补偿。实际上飞机速度越大，飞机的升力效能越大，平飞所需要的迎角 就越小，而偏置迎角是飞行员拉杆操纵飞机机动时实际法向过载快接近最大过载时对应的 迎角，为了启动迎角限制器设置的迎角阈值，因此在飞机员未操纵飞机机动而仅仅通过推 油门杆加速过程中，飞机的迎角远远小于其对应的偏置迎角。
[0031 ] S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置Tho:在平飞加速或减速之前，飞 机以中性速度稳定功能进行平飞，若过程持续时间大于等于限定时间段，则把油门杆所在 的偏度位置计为Tho;
[0032] 在本实施例中，在高度3000m，马赫数0.60状态平飞时，油门杆偏度位置Tho = 34.17°。在加速之前，飞机通过速度中性稳定功能在高度3000m以0.60马赫数平飞时间超过 限定时间段，因此油门杆所在的偏度位置记为34.17°。
[0033] S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果SW_Th:
[0034]
[0035] ATh = Th-Tho；
[0036] V^Th为油门杆偏度差阈值，Th为加速或减速之后的油门杆偏度位置；
[0037] 在平飞加速或减速过程中，若新的油门杆偏度位置与步骤S3中Tho的差小于油门 杆偏度差阈值，则发动机转速变化小，导致发动机推力的改变也小，对于中性速度稳定的性 能影响很小，通过控制系统中已有的积分模块就能够很好的调节，确保中性速度稳定功能 具有良好的性能，不需要进行补偿。若新的油门杆偏度位置与步骤S3中Tho的差大于油门杆 偏度差阈值，则发动机转速变化大，导致发动机推力的改变也大，对于中性速度稳定的性能 影响也大，通过控制系统中已有的积分模块不能很好的调节，中性速度稳定性能变差，升降 速率绝对值能够达到20m/s~35m/s，甚至更大，必须通过补偿来改善中性速度稳定功能的 性能。
[0038] 因此，在步骤S3的平飞状态下，不操纵驾驶杆或驾驶盘，迅速增加油门杆偏度位置 直到升降速率为lOm/s时停止，若新的油门杆偏度位置使升降速率超过lOm/s，那么减小油 门杆偏度位置直到升降速率为l〇m/ S为止，若新的油门杆偏度位置使升降速率小于10m/S， 那么增大油门杆偏度位置直到升降速率为l〇m/ S为止。经过计算得到当油门杆偏度位置为 79.68°时升降速率为10m/S，因此油门杆偏度差阈值为45.5°。
[0039]在平飞加速过程中当油门杆偏度位置差大于45.5°时SW_Th= 1，当油门杆偏度位 置差小于45.5°时SW_Th = 0。
[0040] S5,确定补偿需要的纵向位移指令Xe_need_cmd:尤」〇v-」<);其中， 尤"是纵向位移与法向过载指令梯度;ny是法向过载信号;ny_pf是平飞法向过载信号。
[0041] 根据平飞加速过程中实际法向过载大于平飞法向过载(数值为1.0)导致升降速率 为正，高度增加，所以要推杆操纵飞机减小法向过载及升降速率;平飞减速过程中实际法向 过载小于平飞法向过载(数值为1.0)导致升降速率为负，高度降低，所以要拉杆操纵飞机增 加法向过载及升降速率。因此，在高度3000m，马赫数0.60状态平飞时，迅速增大油门杆偏度 位置到最大（100°)，实际法向过载由平飞法向过载逐渐增加，最大值为1.28，结合平飞法向 过载值和纵向指令梯度计算出Xe_n%d_?d = -(-40.00) X (1.28-1.00) = 11.2，因此在加速过 程中最大需要推杆11.2_进行补偿，当向前推杆11.2_时法向过载由1.28逐渐减小直到平 飞过载1.0,同时升降速率也减小到0。
[0042] S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1中的SW_Xe= 1且步骤S2中的SW_a = 1且步骤S4中 的SW_Th=l时，选取步骤S5的纵向位移指令X^m^cLand进行补偿，否则不进行补偿。
[0043]因此油门杆偏度位置从34.17°迅速增加到100°时，最大需要推杆11.2mm进行补 偿。当推杆补偿后法向过载和升降速率会减小，随后推杆补偿量也相应减小，直到法向过载 为平飞法向过载和升降速率为0。
[0044] 在本实施例中，所述限定时间段为3秒，可以理解的是，所述限定时间段可以在2秒 ~5秒设置。
[0045] 所述步骤S4中在确定油门杆偏度差阈值时，对于战斗机的升降速率绝对值小于等 于10m/s，客机和运输机的升降速率绝对值小于等于5m/s。
[0046] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然 可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 一种中性速度稳定性补偿控制方法，其特征在于，包含以下步骤： S1，确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果sw+Xe:若IxJsx^D，驾驶杆或驾驶盘 纵向位移逻辑运算结果为0,即SW+XeiO,不需要补偿;若IXelSXd，驾驶杆或驾驶盘纵向位 移逻辑运算结果为1，即SW+Xei 1，中性速度稳定性控制系统处于待补偿状态;其中，1是纵 向驾驶杆或驾驶盘位移信号;是死区环节宽度值； S2，确定迎角逻辑运算结果SW_a:若€(>aL，迎角逻辑运算结果为0，即sw_a = 0，不需要补 偿;若a<aL，迎角逻辑运算结果为1，即SW_a = l，中性速度稳定性控制系统处于待补偿状 态;其中，a是迎角信号;是迎角限制的偏置迎角信号； S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置Tho:在平飞加速或减速之前，飞机以中 性速度稳定功能进行平飞，若该过程持续时间大于等于限定时间段，则把油门杆所在的偏 度位置计为Tho;若该过程持续时间小于限定时间，不补偿； S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果SW_Th:ATh = Th-Tho； VATh为油门杆偏度差阈值，Th为加速或减速之后的油门杆偏度位置； S5，确定补偿需要的纵向位移指令Xe_ne3e3cLaiid := 其中，尤1是 纵向位移与法向过载指令梯度;ny是法向过载信号;ny_Pf是平飞法向过载信号； S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1中的SW_Xe = 1且步骤S2中的SW_a = 1且步骤S4中的SW_ Th=l时，选取步骤S5的纵向位移指令X^m^cLand进行补偿，否则不进行补偿。2. 如权利要求1所述的中性速度稳定性补偿控制方法，其特征在于:所述限定时间段为 2秒~5秒。3. 如权利要求1所述的中性速度稳定性补偿控制方法，其特征在于:所述步骤S4中在确 定油门杆偏度差阈值时，对于战斗机的升降速率绝对值小于等于lOm/s，客机和运输机的升 降速率绝对值小于等于5m/s。
【文档编号】B64D31/06GK105947186SQ201610374468
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月31日
【发明人】璧垫捣, 赵海
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所