一种民机电传飞控计算机控制模式转换方法与流程

本发明涉及一种民机电传飞控计算机的控制模式转换方法。

背景技术：

为了根据飞控系统的构型状态实现不同的控制性能，民用飞机电传飞控系统一般具有三种控制模式：正常模式、降级模式以及直接模式。

其中，飞行控制计算机(flightcontrolcomputer,fcc)具有正常控制模式与降级控制模式两种控制模式：当fcc接收到有效的大气数据传感器信号时，fcc处于正常控制模式，执行的是根据大气数据和襟翼位置调整参数的最优性能正常控制律,输出正常模式控制律指令；当fcc没有接收到有效的大气数据传感器信号时，fcc处于降级控制模式，执行的是根据襟翼构型调整参数的降级控制律,输出降级模式控制律指令。

作动器控制电子(auctuatorcontrolelectronics，ace)接收fcc输出的正常(或降级)模式控制律指令，驱动作动器进行运动。当能够接收到有效的fcc指令时，ace驱动作动器实现正常(或降级)模式控制律指令；当无法接收到有效的fcc指令时，ace将执行根据襟翼构型调参的直接模式控制律解算，驱动作动器实现直接模式控制律指令。

此外，为了满足民机飞控系统的安全性要求，民机飞控系统的主操作面(包括：左、右升降舵，左、右副翼以及方向舵)一般均由两台(或三台)作动器共同控制，各作动器均工作在主-主(或主-主-主)模式。

技术实现要素：

本发明的目的：提出一种民机电传飞控计算机控制模式转换方法，实现两种控制模式的切换，并确保同一操纵面的两台(或三台)作动器工作在相同工作模式。

本发明的技术方案：

一种民机电传飞控计算机控制模式转换方法：包含以下步骤；

第一步，系统初始化，fcc首先全部进入系统降级模式；

第二步，根据大气数据监控结果，判断大气数据的有效性，若有效进入下一步，若无效则等待大气系统上电；

第三步，fcc进入系统正常模式；

将fcc的模式转换分为5个通道进行控制，对应5个主操纵面，分别是：左、右升降舵，左、右副翼以及方向舵；

1)fcc左升降舵通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc左升降舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

a)大气数据监控显示大气数据无效；

b)控制左内升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

c)控制左外升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

2)fcc右升降舵控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc右升降舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

a)大气数据监控显示大气数据无效；

b)控制右内升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

c)控制右外升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

3)fcc左副翼通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc左副翼通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

a)大气数据监控显示大气数据无效；

b)控制左内副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

c)控制左外副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

4)fcc右副翼通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc右副翼通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

a)大气数据监控显示大气数据无效；

b)控制右内副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

c)控制右外副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

5)fcc方向舵通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc方向舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

a)大气数据监控显示大气数据无效；

b)控制上方向舵作动器的ace工作模式为直接模式；

c)控制中方向舵作动器的ace工作模式为直接模式；

d)控制下方向舵作动器的ace工作模式为直接模式。

进一步的，当fcc控制模式发生转换时，为了防止发生控制指令跳变，需要进行正常模式控制律指令与降级模式控制律指令的淡化处理，淡化算法为线性淡化。当fcc控制模式发生转换后，淡化函数立即进行初始化并对信号进行淡化处理，淡化规则为：

y(t)＝[y(0)-u(t)]×f(t)+u(t)，

其中：y(t)----淡化器的输出值；

y(0)----接通淡化器时，淡化器所保留的上一拍的控制律指令值；

u(t)----在淡化时间内，淡化器的输入值；

f(t)----淡化函数，其形式如下式所示，式中t0为淡化时间。

进一步的，第二步中所述大气数据有效性的判定方法如下：

首先确定大气数据信号值的均值，计算各组大气数据信号值与均值的绝对值差值，判断各绝对值差值是否超过门限值且持续预设时间，若其中有两个或两个以上超过门限值且持续预设时间，则认为大气数据无效；否则，认为大气数据有效。

本发明的有益技术效果：

本发明提出了一种民机电传飞控计算机控制模式转换方法，能够实现飞控计算机正常模式和降级模式两种控制模式的转换，具有以下优点：

(1)按照操纵面分通道进行模式转换控制，当系统出现故障时，实现了系统的分布式控制模式降级，避免了系统性能降级过快；

(2)有效地解决了目前民机电传飞控系统由于多余度作动器配置，在模式转换的过程中可能不同步导致的力纷争问题；

(3)避免了作动器控制电子之间的交联通讯，显著降低了设计复杂度，同时降低了研制成本。

附图说明

图1为左升降舵通道控制模式转换示意图，

图2为右升降舵通道控制模式转换示意图，

图3为左副翼通道控制模式转换示意图，

图4为右副翼通道控制模式转换示意图，

图5为方向舵通道控制模式转换示意图。

具体实施方式

一种民机电传飞控计算机控制模式转换方法：具体实现步骤如下；

第一步，系统初始化，fcc首先全部进入系统降级模式；

第二步，根据大气数据监控结果，判断大气数据的有效性，若有效进入下一步，若无效则等待大气系统上电；

第三步，fcc进入系统正常模式；

将fcc的模式转换分为5个通道进行控制，对应5个主操纵面，分别是：左、右升降舵，左、右副翼以及方向舵；

1)fcc左升降舵通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc左升降舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

d)大气数据监控显示大气数据无效；

e)控制左内升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

f)控制左外升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

2)fcc右升降舵控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc右升降舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

d)大气数据监控显示大气数据无效；

e)控制右内升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

f)控制右外升降舵作动器的ace工作模式为直接模式；

3)fcc左副翼通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc左副翼通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

d)大气数据监控显示大气数据无效；

e)控制左内副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

f)控制左外副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

4)fcc右副翼通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc右副翼通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

d)大气数据监控显示大气数据无效；

e)控制右内副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

f)控制右外副翼作动器的ace工作模式为直接模式；

5)fcc方向舵通道控制模式转换,

当以下条件任意一条满足时，fcc方向舵通道控制模式从正常模式转换为降级模式：

e)大气数据监控显示大气数据无效；

f)控制上方向舵作动器的ace工作模式为直接模式；

g)控制中方向舵作动器的ace工作模式为直接模式；

控制下方向舵作动器的ace工作模式为直接模式。

在大气数据有效性判断上，以三余度大气数据类型为例，大气数据有效性监控方法如下：

第一步，确定大气数据信号1(ads1)、大气数据信号2(ads2)、大气数据信号3(ads3)的均值(ads_m)；

第二步，计算ads1与ads_m的绝对值差δ1；计算ads2与ads_m的绝对值差δ2；计算ads3与ads_m的绝对值差δ3；

第三步，判断δ1、δ2、δ3是否超过门限值且持续预设时间，若δ1、δ2、δ3中有两个或两个以上超过门限值且持续预设时间，则认为大气数据无效；否则，认为大气数据有效。