专利名称：一种大型飞机滚转通道控制指令计算方法
技术领域：
本发明属于飞行控制技术，涉及对大型飞机滚转通道控制指令计算方法的改进。
背景技术：
该技术是全电传控制飞机控制律所必须解决的重点之一，它是关乎飞行安全、减轻驾驶员负担以及最大限度的发挥飞机性能，实现期望的无忧虑操纵的重要手段。大型飞机滚转通道的一般设计需求如下(1) I Y I <，驾驶盘角位移量比例于倾斜角速率，中性螺旋稳定性；(2) Yhold < I Y I <，驾驶盘角位移量比例于Y，正向螺旋稳定性；(3) I Y I <，松杆保持；(4) yhold< ι Y ι <，松杆保持;(5) Iyl <1,驾驶盘角位移量比例于Y，超速模式，正向螺旋稳定性。式中Y为飞机的倾斜角，Y ^jld为飞机的倾斜角保持值，Ymax为飞机最大倾斜角， Y ‘ _为飞机在超速模式下的最大倾斜角。目前此问题的解决方法主要分为两类一类是开环控制方案，当飞机的倾斜角超过一定值时，通过反传作动器给驾驶盘一个反向的控制力，阻止倾斜角进一步增大，当松盘时反向力使飞机回到正常范围之内。此方法的弊端在于不精确控制倾斜角，实际飞行时，当驾驶员松开驾驶盘后，无法确切知道倾斜角目标值，同时此方案也无松盘保持功能。另一类是基于倾斜角反馈的闭环控制方案，即当飞机实际的倾斜角超过一定值时，降低驾驶员前向控制指令，达到限制的目的，此方案由于指令计算中包含飞机的反馈参量，设计及综合难度大，实际评估过程较为复杂。
发明内容
本发明的目的是提出一种不需要飞机的反馈参量、设计及综合难度小、评估过程简单的大型飞机滚转通道控制指令计算方法。本发明的技术方案是一种大型飞机滚转通道控制指令计算方法，基于飞行控制计算机、大气数据系统和惯性测量系统，其特征在于，控制指令的计算步骤为1、驾驶盘角位移传感器测量出驾驶盘角位移信号输入给飞行控制计算机；2、飞行控制计算机收到驾驶员操纵指令，经过指令成型滤波器解算后形成滚转角速率指令Pc ；3、计算倾斜角指令Y。计算方法为下述方法之一3. 1、当飞机速度处于正常飞行包线内时，超速标志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式计算反馈角速率1)_ Pequ = KYn* Y offset............................................................... [1]式中Κγη为比例系数，Yoffset为当前计算周期的倾斜角偏差；当飞机倾斜角绝对值小于Yh-度时，令Y。ffsrt = 0 ；
当飞机倾斜角绝对值大于等于Yh。ld度时，γ。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - Yhold).......................................[2]式中Y ' lim为上一计算周期的倾斜角，第一计算周期的倾斜角偏差为零；3. 1. 2、按照下式计算角速率指令p。md Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim经过限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式计算积分倾斜角Y int Ylnt = I [Pcmd-Kfade*(y ‘ liffl-Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade为淡化因子，Y' ^为上一计算周期经过限幅的倾斜角，Y' int为上一计算周期的积分倾斜角；Kfade = 50 100 ；3. 1. 4、确定倾斜角指令Y c :当Yint < Ymax 时，Y。= Yint ；当Y int 彡 Y max 时，Yc= Y max ；3. 2、当飞机处于超速状态时，超速标志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式计算反馈角速率Pequ Pequ = Kys^Yoffset...............................................................[5]式中KYS为比例系数，Kys = 0 0，Yoffset为当前计算周期的倾斜角偏差；当飞机倾斜角绝对值小于Y hold度时，令Y。ffset = 0 ；当飞机倾斜角绝对值大于等于Yh。ld度时，y。ffset = sign(y ‘ lim)*(I γ , limI - y hold).......................................[6]3. 2. 2、按照下式计算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Pequ............................................................... [7]式中p。lim经过限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式计算积分倾斜角Y int Yint = S [Pcmd-Kfade*(y ‘ liffl-Y ‘ int) ].................................[8]式中=Kfade为淡化因子；3. 2. 4、确定倾斜角指令Y c 当Yint < Ymax 时，Y。= Yint ；当Y int 彡 Y max 时，Yc= Ymax ；4、确定角速率指令fee:Wxc = Pcmd*Kp.............................................[9]式中Kp是比例因子，取值为0 10。本发明的优点是计算过程不需要飞机的反馈参量，设计及综合难度小，评估过程简单，保证了姿态限制性能，具有实际应用价值。
具体实施例方式下面对本发明做进一步详细说明。一种大型飞机滚转通道控制指令计算方法，基于飞行控制计算机、大气数据系统和惯性测量系统，其特征在于，控制指令的计算步骤为1、驾驶盘角位移传感器测量出驾驶盘角位移信号输入给飞行控制计算机；
2、飞行控制计算机收到驾驶员操纵指令，经过指令成型滤波器解算后形成滚转角 速率指令Pc ；3、计算倾斜角指令Y。计算方法为下述方法之一3. 1、当飞机速度处于正常飞行包线内时，超速标志Overspeedsw = O ；3. 1. 1、按照下式计算反馈角速率p_ p琴=KYn*Y。ffset...............................................................[1]式中KYn为比例系数，Yoffset为当前计算周期的倾斜角偏差；当飞机倾斜角绝对值小于Y hold度时，令Y。ffset = 0 ；当飞机倾斜角绝对值大于等于Yh。ld度时，y。ffset = sign(y ‘ lim) Y ‘ lim I - Y hold).................................... [2]式中Y ‘ liffl为上一计算周期的倾斜角，第一计算周期的倾斜角偏差为零；3. 1. 2、按照下式计算角速率指令Pcmd Pcmd = Pciim-Pequ............................................................... [3]式中p。lim经过限幅的角速率指令；3. 1. 3、按照下式计算积分倾斜角Y int Ylnt = S [Pcmd-Kfade*(y ‘ lim- Y ‘ int) ].................................[4]式中Kfade为淡化因子，Y' ^为上一计算周期经过限幅的倾斜角，Y' int为上 一计算周期的积分倾斜角；Kfade = 50 100 ；3. 1. 4、确定倾斜角指令Y c 当Yint < Ymax 时，Yc = Yint ；当Y int 彡 Y max 时，Yc= Ymax ；3. 2、当飞机处于超速状态时，超速标志Overspeedsw = 1 ；3. 2. 1、按照下式计算反馈角速率p_ Pequ = Kys* Y Offset............................................................... [5]式中KYS为比例系数，Kys = 0 0，Yoffset为当前计算周期的倾斜角偏差；当飞机倾斜角绝对值小于Y hold度时，令Y。ffset = 0 ；当飞机倾斜角绝对值大于等于Yh。ld度时，Yoffset = sign (Y ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ "Y hoid)....................................... [6]3. 2. 2、按照下式计算角速率指令pcmd Pcmd = Pclim-Prqu............................................................... [7]式中p。lim经过限幅的角速率指令；3. 2. 3、按照下式计算积分倾斜角Y int Ymt = / [Pcmd-Kfade*(y ‘ lim- Y ‘ int) ]....................................[8]式中=Kfade为淡化因子；3. 2. 4、确定倾斜角指令Y c 当Yint < Ymax 时，Yc = Yint ；当Yint 彡 Ymax 时，Yc = Ymax ；4、确定角速率指令fee:Wxc = Pcmd*Kp..........................................[9]
式中Kp是比例因子，取值为0 10。本发明的工作原理是通过公式8进行倾斜角计算得期望的积分倾斜角，根据倾斜角限制值计算计算倾斜角偏差，来达到限制倾斜角的目的，当松开驾驶盘时，积分输入为零，保持当前的Y int，从而达到保持的目的，避免使用飞机实际倾斜角指令带来的综合问题。实施例11、驾驶盘角位移传感器测量出驾驶盘角位移信号输入给飞行控制计算机；2、飞行控制计算机收到驾驶员操纵指令，经过指令成型滤波器解算后形成滚转角速率指令Pc ；3、计算倾斜角指令Yc:3. 1、当飞机速度处于正常飞行包线内时，超速标志Overspeedsw = 0 ；3. 1. 1、按照下式计算反馈角速率Petiu 3. 1. 2、按照下式计算角速率指令pcmd 3. 1. 3、按照下式计算积分倾斜角γ int 3. 1. 4、确定倾斜角指令Yc
权利要求
1. 一种大型飞机滚转通道控制指令计算方法，基于飞行控制计算机、大气数据系统和惯性测量系统，其特征在于，控制指令的计算步骤为1.1、驾驶盘角位移传感器测量出驾驶盘角位移信号输入给飞行控制计算机；1.2、飞行控制计算机收到驾驶员操纵指令，经过指令成型滤波器解算后形成滚转角速率指令Pc ；1. 3、计算倾斜角指令Y。计算方法为下述方法之一1. 3. 1、当飞机速度处于正常飞行包线内时，超速标志Overspeedsw = O ；1. 3. 1. 1、按照下式计算反馈角速率Petiu Pequ = KYn* Yoffset................................................[1]式中κγη为比例系数，Y。 #为当前计算周期的倾斜角偏差； 当飞机倾斜角绝对值小于Yh-度时，令Y。ffsrt = O ； 当飞机倾斜角绝对值大于等于Y !^ld度时，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ IiJ-Yh0Id).......................................[2]式中Y ‘ lim为上一计算周期的倾斜角，第一计算周期的倾斜角偏差为零； 1. 3. 1. 2、按照下式计算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ................................................[3]式中Plim经过限幅的角速率指令； 1. 3. 1. 3、按照下式计算积分倾斜角、int Vmt = f [Pcmd-Kfade* ( y , lim- y , int) ].................................[4]式中Afade为淡化因子，Y' lim为上一计算周期经过限幅的倾斜角，Y' int为上一计算周期的积分倾斜角；Kfade = 50 100 ； 1.3. 1.4、确定倾斜角指令γ。当 Y int〈 Y max W"，Y c — Y int ； 当 Y int ^ Y max W"，Y c — Y max ；1. 3. 2、当飞机处于超速状态时，超速标志OVerspeedsw = 1 ； 1. 3. 2. 1、按照下式计算反馈角速率P_ Pequ — KYS* Y offset............................................................... [5]式中KYS为比例系数，Kys = O 10，Yoffset为当前计算周期的倾斜角偏差； 当飞机倾斜角绝对值小于Yh-度时，令Y。ffsrt = O ； 当飞机倾斜角绝对值大于等于Y !^ld度时，Yoffset = sign (γ ‘ lim) * (I Y ‘ Iim I - Y hold).......................................[6]1. 3. 2. 2、按照下式计算角速率指令p。md Pcmd Pclim Pequ[7]式中P。lim经过限幅的角速率指令； 1. 3. 2. 3、按照下式计算积分倾斜角、int Y mt = / [Pcmd-Kfade* ( y , lim- y , int) ].................................[8]式中=Kfade为淡化因子； 1.3. 2. 4、确定倾斜角指令γ。当 Y int〈 Y max W"，Y c — Y int ；当 Y int ≥Y max W"，Y c — Y max ；.1.4、确定角速率指令Wxc Wxc = Pcmd 氺 Kp.............................................[9]式中Kp是比例因子，取值为0 10。
全文摘要
本发明属于飞行控制技术，涉及对大型飞机滚转通道控制指令计算方法的改进。控制指令的计算步骤为驾驶盘角位移传感器测量出驾驶盘角位移信号输入给飞行控制计算机；飞行控制计算机收到驾驶员操纵指令，经过指令成型滤波器解算后形成滚转角速率指令Pc；计算倾斜角指令γc；确定角速率指令Wxc。本发明的计算过程不需要飞机的反馈参量，设计及综合难度小，评估过程简单，保证了姿态限制性能，具有实际应用价值。
文档编号G05D1/08GK102346488SQ20111029443
公开日2012年2月8日 申请日期2011年9月26日 优先权日2011年9月26日
发明者周海军, 张翔伦 申请人:中国航空工业第六一八研究所