CN100501624C - 飞机升降舵的飞行电控系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机升降舵的飞行电控制系统。根据本发明，飞行电控系统可依据载荷系数或俯仰速度进行控制。本发明的系统包括与载荷系数、迎角以及俯仰姿态相关的内保护装置。

Description

飞机升降舵的飞行电控系统

技术领域

本发明涉及到控制飞机升降舵的飞行电控系统。

背景技术

众所周知，在采用机械控制的飞机中，操纵杆直接地控制升降舵的偏转角度，此角度的大小与操纵杆的转向幅度成比例。因此，通过操作操纵杆，飞行员就可施加时刻控制飞机对其重心的位置或控制飞机姿态的驾驶动作。这种驾驶动作对飞行员来说是本能的。

人们还知道，许多现代飞机现在都已配备的这些飞行电控使得能够通过操纵杆按目的控制飞机，也就是直接控制参数，如：载荷系数而对飞机进行控制，所发生的一切就好像该操纵杆是依据载荷系数进行刻度的。这种控制是有利的，因为通过按照载荷系数对操纵杆进行刻度并限制可控载荷系数的范围，一定会在无论何种飞行动作中都保持飞机的整体性一致。

另一方面，按照载荷系数的控制对飞行员来说又不是完全本能的，因为按照载荷系数控制使得能够就长期而言对飞机进行制导而不是在某一瞬间使其导向。准确地说，使用无效载荷系数相当于规定了恒定不变的空气动力学坡降。于是借助操纵杆就能够通过控制其轨道来制导飞机，由此能很容易把所述飞行电控或与人工驾驶，或自动驾驶一起使用。

不过，从上述情况可以得出，在极具冲击力的飞行阶段，例如在接近地面时(在此阶段控制任务是极其短期的)，使人不得不用例如按俯仰速度进行控制来代替所述按照载荷系数进行控制。

另外，已知的按照载荷系数的电控不能整合按纵向姿态进行的飞机保护。因此必须在其上面附加上基于姿态的辅助保护规则并使后者与按照载荷系数的飞行电控准确的吻合，以便避免在靠近地面时的问题，如尾翼着地(或尾翼撞击)。

此外，也不可能只通过按照载荷系数的电控来按迎角保护飞机。因此在这里也必须加入基于迎角的辅助保护规则并进行巧妙的接合以避免在作标准飞行动作时飞机失速的危险。

发明内容

本发明的目的就是弥补这些缺点，它所涉及的飞行电控使得能够在某些飞行条件下按照载荷系数对飞机进行控制及在另外一些飞行条件下依据俯仰速度对飞机进行控制，并且把按照载荷系数、迎角和纵向姿态的保护装置整合在一起。

为此，根据本发明，依据飞机升降舵载荷系数进行控制的飞行电控系统(所述升降舵由控制装置控制，控制装置迫使升降舵选取由代表升降舵偏转角δ_m受控值的电信号δ_mc所决定的偏转位置)，其值得注意之处在于它包括：

-第一计算装置，其依据代表所述载荷系数受控数值的电信号nz_c计算出代表飞机空气动力学坡降γ对时间导数受控值的第一电信号

-第一组成设备，它

·能够在其输入端接收第一电信号

·包括第一保护装置，该装置能够将第一电信号

保持在最小值与最大值之间；

·根据第一电信号

至少确定出代表迎角α相应受控值的第二电信号α_c和代表纵向姿态θ相应受控值的第三电信号θ_c；

·包括第二保护装置，该装置能够将第二电信号α_c保持在最小值与最大值之间；及

·至少将第三电信号θ_c传送至其输出端；及

-第二组成设备，它

·能够在其输入端至少接收第三电信号θ_c或与第三电信号θ_c相似的第四电信号θ_d；

·包括第三保护装置，该装置能够使第三或第四电信号保持在最小值与最大值之间；

·能够在其输出端传送出代表升降舵偏转角δ_m相应受控值、构成所述信号δ_mc的第五电信号。

有利的是，根据本发明的系统包括第一开关装置，该装置能够取：

-或者第一位置，在此位置时使第一组成设备输出端与第二组成设备输入端相连接，这样就可将第三电信号θ_c传送至第二组成设备；

-或者第二位置，在此位置时第二组成设备的输入端接收第四电信号θ_d，其与第三电信号θ_c相似且依据第六电信号q_d产生，q_d代表俯仰速度q的期望值。

应该注意，在已知的方法中，载荷系数nz等于式中V为飞机的速度、g为重力加速度、

为空气动力学坡降的导数。因此很容易把受控载荷系数信号nz_c转换成为第一电信号

因为那时等于nz_c·g/V。

最好是，第一组成设备除确定第二电信号α_c和第三电信号θ_c以外还确定出代表俯仰速度q相应受控值的第七电信号q_c，而第一开关装置应能够把第七电信号q_c传送至第二组成设备。

通过简化，第一组成设备对第七电信号q_c来说就传送了一个等于第一电信号

数值的近似值。

在根据本发明的飞行电控系统的有益实施方案中，所述系统包括：

-自动驾驶仪，其能够传送受控载荷系数信号nz_c；

-手动驾驶仪，其能够通过开关作用传送或受控载荷系数信号nz_c或代表俯仰速度q期望值的第六电信号q_d；及

-第二开关装置，其用来：

·将或者是由自动驾驶仪传送来的受控载荷系数信号或者是由手动驾驶仪传送来的受控载荷系数信号传送至第一组成设备；

·或者是将第六电信号q_d传送至第一积分装置，该装置能够形成代表姿态θ期望值的第四电信号θ_d，

第一开关装置能够把第四和第六电信号θ_d和q_d，而不是第一组成设备所产生的第三和第七电信号θ_c和q_c，传送至第二组成设备。

最好是，为了依据第一信号确定出第二电信号α_c，第一组成设备包括第二计算装置，其计算公式为

${\mathrm{\α}}_c=({\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}}_c-F_{\mathrm{\γ}})/G_{\mathrm{\γ}}$

式中F_γ和G_γ是飞机的状态函数，其中

$F_{\mathrm{\γ}}=\frac{g\·\cos \left(\mathrm{\γ}\right)}{V}+\frac{1}{2}\·\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.{\mathrm{Cz}}_{\mathrm{\α}=0}$

和

$G_{\mathrm{\γ}}=\frac{1}{2}\·\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.\frac{\∂\mathrm{Cz}}{\∂\mathrm{\α}}{|}_{\mathrm{\α}=0}+\frac{T}{m.V}$

式中g为重力加速度、γ为空气动力学坡降、V为飞机速度、ρ为空气密度、m为飞机的质量、S为飞机的参考面积、Cz_α＝0为零迎角时飞机的升力系数、

为随迎角而变的空气动力学升力系数的梯度、T为飞机的推力。

为形成第三电信号θ_c，第一组成设备可包括能够对第七电信号q_c进行积分的第二积分装置以及形成由第二积分装置所传送的积分与第二电信号α_c之和的第一加法器。

有利的是，第二组成设备或根据发自第一组成设备的第三电信号θ_c和第七电信号q_c，或根据发自手动驾驶仪的第四信号θ_d和第六信号q_d，以及俯仰速度q和纵向姿态θ的当前数值q_r和θ_r，来确定出代表俯仰加速度相应受控数值的第八电信号

然后，根据此第八电信号由第二组成设备确定出第五电信号δ_mc。

最好是，第二组成设备通过下面的关系式计算第八电信号

${\stackrel{\·}{q}}_c=K1.{\mathrm{\θ}}_v-K2.{\mathrm{\θ}}_r+K3.q_v-K4.q_r$

式中θ_v为第三或第四电信号，θ_r为纵向姿态θ的当前值，q_v为第六或第七电信号，q_r为俯仰速度q的当前值，K1，K2，K3和K4是恒定系数。此外，为根据第八电信号确定第五电信号δ_mc，有利的是第二组成设备包括第三计算装置，其计算公式为

${\mathrm{\δ}}_{\mathrm{mc}}=({\stackrel{\·}{q}}_c-F_q)/G_q$

式中，Fq和Gq是飞机的状态函数，其中

$F_q=\frac{1}{I_y}\·\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.{\mathrm{Cm}}_{\mathrm{\δm}=0}+\frac{1}{I_y}.T.b.\cos \left(\mathrm{\τ}\right)$

$G_q=\frac{1}{I_y}.\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.\frac{\∂\mathrm{Cm}}{\∂\mathrm{\δm}}{|}_{\mathrm{\δm}=0}$

式中I_γ为俯仰惯量，ρ是空气密度，V为飞机速度，S为飞机参考面积，l为飞机的参考长度，Cm_δm＝0为俯仰系数，T为推力，b为发动机杠杆臂，τ为发动机的纵向配平角度，及

为升降舵的效率。

附图说明

附图中的图将阐明本发明的实施方式。在这些图中，相同的参考符号表示相似的组成部分。

图1为根据本发明之飞行电控系统典型实施方案的原理图。

图2为图1系统中所用积分装置的简图。

图3为图1系统中第一组成设备的原理图。

图4用图解说明了图3设备的增益曲线。

图5为图1系统中第二组成设备的原理图。

图6和图7为说明第二组成设备中计算第八电信号

的计算装置特性的曲线图。

具体实施方式

在根据本发明示于图1的飞机飞行电控系统的示意性典型实施方案中，示出了自动驾驶仪1，操纵杆系统2，方向控制翼面3和控制该控制翼面偏转角的设备4。

在此实例中，假定自动驾驶仪1能够在其输出端7发送出与载荷系数受控值相对应的电控信号nz_c，而操纵杆系统2则能够在其输出端24通过开关作用产生出或与俯仰速度期望值q_d相对应，或与载荷系数受控值nz_c相对应的电控信号。此外，一方面设置了计算装置5，其能够根据受控值nz_c计算出代表空气动力学坡降γ对时间导数的受控值的电信号

另一方面还设置了积分装置6，其能够根据所述期望值q_d产生出代表纵向姿态θ期望值的电信号θ_d。

计算装置5利用如下关系式：

$\mathrm{nz}=V.\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}/g$

此式把载荷系数nz与空气动力学坡降γ的导数

连系起来，V为飞机速度、g是重力加速度。这样，被给予速度V和重力加速度g并接收受控值nz_c的计算装置5就可通过下式确定出量

${\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}}_c={\mathrm{nz}}_c.g/V$

对积分装置6来说，其包括输入端8及两个输出端9和10。在端子8与9之间设置积分器11，而链路12使端子8与10相接(见图2)。因此，当把俯仰速度的期望值q_d加到输入端8时，利用积分器11通过积分就在输出端9得到纵向姿态期望值θ_d，在输出端10得到俯仰速度期望值q_d。

这点先前曾作过说明，在图1中可看出根据本发明的典型飞行电控系统(图1中已示出)包括：

-第一组成设备13，其包括输入端14，(输入端14的上行设置计算装置5)以及两个输出端15和16；

-第二组成设备17，其包括两个输入端18和19及输出端20，该后一个输出端控制设备4；

-开关21，其能够使计算装置5的输入端27，或者与自动驾驶仪1的输出端7相连接，或者与端子22相连接；

-开关23，其能够使操纵杆系统2的输出端24，或者与端子22相连接，或者与积分装置6的输入端8相连接，此外开关23还在输出端24控制俯仰速度信号q_d和信号nz_c之间的转接；在开关23连接端子24和8时，操纵杆系统2的输出信号为信号q_d；相反，在开关23连接端子24和22时，操纵杆系统2的输出信号为信号nz_c；

-开关25，其能够使第二设备17的输入端18，或者与第一设备13的输出端15相连接，或者与积分装置6的输出端9相连接；及

-开关26，其能够使第二设备17的输入端19，或者与第一设备13的输出端16相连接，或者与积分装置6的输出端10相连接。

因此，从上述可能已经看出：

-在开关21，25和26分别连接端子27和7，18和15，及19和16时，根据自动驾驶仪1通过第一和第二设备13和17对升降舵3进行控制，控制参数是载荷系数受控值nz_c；

-在开关21，23，25和26分别连接端子24和22，22和27，18和15，及19和16时，根据操纵杆系统2通过第一和第二设备13和17对升降舵3进行控制，控制参数是载荷系数受控值nz_c；及

-在开关23，25和26分别连接端子24和8，18和9，及19和10时，根据操纵杆系统2只通过第二设备17对升降舵3进行控制，控制参数为俯仰速度期望值q_d。

图3中表示的是第一组成设备13的典型实施方案。在这个典型实施方案中，第一设备13包括：

-保护设备30，例如是表决程序型的，其在端子14接收计算装置5的信号

并能够将此信号保持在最大与最小值

之间；

-计算器31，其接收保护装置30的信号

以及多个提示信号32并(以下文说明的方式)计算出受控迎角信号α_c；

-保护设备33，例如是表决程序型的，其接收受控迎角信号α_c并能够将此信号保持在最大值α_max与最小值α_min之间；

-保护设备30的输出端与输出端16之间的链路34，链路34包括其增益K(α)随迎角α而变的设备35；注意，在保护设备30的输出端出现的

其等于受控俯仰速度q_c与受控迎角导数

的差(实际上，θ＝α+γ)。可是，受控迎角导数

通常只是噪声，所以最好是将其略去；因此使用受控坡降导数

来估算出受控俯仰速度q_c的近似值。如图4中所示，除了在α_min和α_max附近增益K(α)下降到零以外，其总是等于1。这样就得到了按迎角的保护；

-增益为1-K(α)的设备36，其接收当前空气动力学坡降的提示信号γ_r；

-加法器37，其把设备35和36的输出信号加在一起并将其合成信号传送给端子16；因此，在α远离α_min和α_max时此合成信号为

，在α等于α_min或α_max时为γ_r；

-积分器38，其对链路34中的信号进行积分并因此形成受控坡降γ_c；

-加法器39，其把由积分器38给出的受控坡降γ_c与发自保护设备33的受控迎角加α_c加在一起得到受控姿态θ_c并尽可能通过基于迎角的辅助保护设备40将θ_c交至端子15，设备40涉及到迎角和姿态的当前值α_r和θ_r。

计算器31的运算方式是基于升力方程，其可以写成

$\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}=F_{\mathrm{\γ}}+G_{\mathrm{\γ}}.\mathrm{\α}$

式中符号Fγ和Gγ是飞机状态的函数，其中

$F_{\mathrm{\γ}}=\frac{g\·\cos \left(\mathrm{\γ}\right)}{V}+\frac{1}{2}\·\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.{\mathrm{Cz}}_{\mathrm{\α}=0}$

和

$G_{\mathrm{\γ}}=\frac{1}{2}\·\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.\frac{\∂\mathrm{Cz}}{\∂\mathrm{\α}}{|}_{\mathrm{\α}=0}+\frac{T}{m.V}$

式中g为重力加速度、γ为空气动力学坡降、V为飞机速度、ρ为空气密度、m为飞机质量、S为飞机参考面积、Cz_α＝0是迎角为零时飞机的升力系数、

为随迎角而变的空气动力学升力系数的梯度、T为飞机的推力。

因此计算器31所接收的提示信号32就包括参数g，γ，V，ρ，m，s，Cz_α＝0，

以及T，这些参数可在机上得到并且使得能够计算出F_γ和G_γ，之后计算器31利用下式计算α_c

${\mathrm{\α}}_c=({\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}}_c-F_{\mathrm{\γ}})/G_{\mathrm{\γ}}$

这样，在第一组成设备13的端子15和16就分别出现受控姿态θc和受控俯仰速度q_c。

如上所述，在第二组成设备17之输入端18上出现的受控姿态信号θ_v，或者是由发自第一组成设备13输出端15的信号θ_c所形成，或是由发自积分装置6的信号θ_d形成。

同样地，在第二组成设备17输入端19上出现的受控俯仰速度信号q_v或是由发自第一组成设备13输出端16的信号q_c所形成，或是由发自积分装置6的信号q_d形成。

在第二组成设备17中，受控纵向姿态信号θ_v被交给保护设备41，该设备例如是表决程序型的，它能够将此信号保持在最小值θ_min与最大值θ_max之间。至于受控俯仰速度信号q_v，其被交给增益设备42，该设备的增益K(θ)除了θ在θ_min和θ_max附近时其值等于零以外，它始终等于1(增益K(θ)随θ变化的曲线与图4中所示关于K(α)随α变化的曲线相类似)。

依据数值θ_v(受保护的)和q_v(进入设备42的)，第二组成设备17包括计算q_v对时间的导数的计算装置，此导数代表俯仰加速度的受控值

该计算装置包括：

-增益为K1的增益设备43，其接收保护设备41的信号θ_v；

-增益为K2的增益设备44，其接收纵向姿态当前值θ_r；

-增益为K3的增益设备45，其接收设备42的信号q_v；

-增益为K4的增益设备46，其接收俯仰速度q的当前值q_r；

-减法器47，其计算差数K1·θ_v-K2·θ_r；

-减法器48，其计算差数K3·q_v-K4·q_r；及

-加法器49，其计算和数

${\stackrel{\·}{q}}_c=K1.{\mathrm{\θ}}_v-K2.{\mathrm{\θ}}_r+K3.q_v-K4.q_r$

注意，利用拉普拉斯变换，此和数可写成

s².θ_r＝K1.θ_v-K2.θ_r+K3.s.θ_v-K4.s.θ_r

式中符号s为拉普拉斯算子，取K1＝K2＝ω²，K3＝τ/ω²和K4＝2·z·ω，这样就得到

θ_r/θ_v＝(τ.s+1).ω²/(s²+2.z.ω.s+ω²)

因此部件43-49的作用就像一个固有角频率为ω、阻尼为z、具有时间常数为τ的一级相位超前的二阶滤波器。

图6和图7中分别示出了这种滤波器随时间t变化的指数响应和跟踪响应。

此外，第二组成设备17还包括计算器50，其接收由组成部分43-49综合提出的俯仰加速度受控值

，以及多个提示信号51，并计算出信号δ_mc。

计算器50的运算方式基于下述事实：在一种已知的方法中，飞机的俯仰加速度

是升降舵3偏转角度δ_m的仿射函数，其可以写成

$\stackrel{\·}{q}=F_q+G_q.{\mathrm{\δ}}_m$

式中

$F_q=\frac{1}{I_y}\·\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.{\mathrm{Cm}}_{\mathrm{\δm}=0}+\frac{1}{I_y}.T.b.\cos \left(\mathrm{\τ}\right)$

和

$G_q=\frac{1}{I_y}.\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.\frac{\∂\mathrm{Cm}}{\∂\mathrm{\δm}}{|}_{\mathrm{\δm}=0}$

其中I_γ为俯仰惯量，ρ为空气密度，V为飞机的速度，S为飞机的参考面积，l为飞机参考长度，Cm_δm＝0为俯仰系数，T为推力，b为发动机杠杆臂，τ为发动机的纵向配平角度，

为升降舵的效率。

因而，提示信号51包括I_γ，ρ，V，S，l，Cm_δm＝0，T，b，τ和

计算器50按下式计算

${\mathrm{\δ}}_{\mathrm{mc}}=({\stackrel{\·}{q}}_c-F_q)/G_q$

因此可以看到，通过本发明，获得了一个按照载荷系数、迎角和纵向姿态进行综合保护的纵向飞行电控系统，可以选则载荷系数或俯仰速度作为驾驶参数。

Claims (10)

1.按照飞机升降舵(3)的载荷系数进行控制的飞行电控系统，所述升降舵由控制装置(4)进行控制，此控制装置迫使升降舵(3)选取由代表升降舵(3)偏转角δ_m受控值的第五电信号δ_mc所决定的偏转位置，

该系统的特征在于，该系统包括：

-第一计算装置，其依据代表载荷系数的受控载荷系数信号nz_c计算出代表飞机空气动力学坡降γ对时间的导数之受控值的第一电信号

-第一组成设备(13)，该第一组成设备(13)

·能够在其输入端(14)接收第一电信号

·包括第一保护装置(30)，此装置能够将第一电信号

保持在最小值与最大值之间；

·根据第一电信号

至少确定出代表迎角α相应受控值的第二电信号α_c和代表纵向姿态θ相应受控值的第三电信号θ_c；

·包括第二保护装置(33)，此装置能够将第二电信号α_c保持在最小值与最大值之间；及

·至少将第三电信号θ_c传送至该第一组成设备(13)输出端(15)；及

-第二组成设备(17)，该第二组成设备(17)

·能够在其输入端(18)至少接收第三电信号θ_c或相当于第三电信号θ_c的第四电信号θ_d；

·包括第三保护装置，此装置能够将第三或第四电信号保持在最小值与最大值之间；

·能够在该第二组成设备(17)输出端(20)传送出代表升降舵(3)偏转角δ_m受控值的第五电信号δ_mc。

2.根据权利要求1所述的飞行电控系统，

其特征在于，

该系统包括第一开关装置(25，26)，该第一开关装置(25，26)能够取：

-或者第一位置，在此位置时使第一组成设备(13)输出端与第二组成设备(17)输入端相连接，这样就可将第三电信号θ_c传送至第二组成设备(17)；

-或者第二位置，在此位置时第二组成设备的输入端接收第四电信号θ_d，其相当于第三电信号θ_c且依据第六电信号q_d产生，q_d代表俯仰速度q的期望值。

3.根据权利要求1或2所述的飞行电控系统，

其特征在于，

第一组成设备(13)除确定第二电信号α_c和第三电信号θ_c以外还确定出代表俯仰速度q受控值的第七电信号q_c，还在于第一开关装置(25，26)能够把第七电信号q_c传送至第二组成设备(17)。

4.根据权利要求3所述的飞行电控系统，

其特征在于，

第一组成设备(13)对第七电信号q_c来说其传送了一个等于第一电信号

数值的近似值。

5.根据权利要求2所述的飞行电控系统，

其特征在于，该系统包括：

-自动驾驶仪(1)，其能够传送受控载荷系数信号nz_c；

-操纵杆系统(2)，其能够通过开关作用或者传送受控载荷系数信号nz_c，或者传送代表俯仰速度q期望值的第六电信号q_d；及

-第二开关装置(21，23)，其用来：

·把或由自动驾驶仪(1)传送来的受控载荷系数信号nz_c，或是由操纵杆系统(2)传送来的受控载荷系数信号nz_c传送至第一组成设备(13)；

·把第六电信号q_d传送至能够形成代表纵向姿态θ期望值的第四电信号θ_d的第一积分装置(6)，

所述第一开关装置(25，26)能够把第四电信号θ_d和第六电信号q_d，而不是第一组成设备所产生的第三电信号θ_c和第七电信号q_c，传送至第二组成设备(17)。

6.根据权利要求1所述的飞行电控系统，

其特征在于，

为了依据第一信号

确定出第二信号α_c，所述第一组成设备(13)包括第二计算装置(31)，其计算公式为

${\mathrm{\α}}_c=({\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}}_c-F_{\mathrm{\γ}})/G_{\mathrm{\γ}}$

式中F_γ和G_γ是飞机的状态函数，其中

$F_{\mathrm{\γ}}=\frac{g.\cos \left(\mathrm{\γ}\right)}{V}+\frac{1}{2}.\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.{\mathrm{Cz}}_{\mathrm{\α}=0}$

和

$G_{\mathrm{\γ}}=\frac{1}{2}.\frac{\mathrm{\ρ}}{m}.V.S.\frac{\∂\mathrm{Cz}}{\∂\mathrm{\α}}{|}_{\mathrm{\α}=0}+\frac{T}{m.V}$

式中g是重力加速度、γ为空气动力学坡降、V为飞机速度、ρ为空气密度、m为飞机质量、S为飞机参考面积、Cz_α＝0是迎角为零时的飞机升力系数， $\frac{\∂\mathrm{Cz}}{\∂\mathrm{\α}}{|}_{\mathrm{\α}=0}$ 为随迎角而变的空气动力学升力系数的梯度，T为飞机的推力。

7.根据权利要求3所述的飞行电控系统，

其特征在于，

第一组成设备(13)包括能够对第七电信号q_c进行积分的第二积分装置(38)和形成由第二积分装置(38)所传送来的积分与第二电信号α_c之和的第一加法器(39)，以形成第三电信号θ_c。

8.根据权利要求5-7中之一所述的飞行电控系统，

其特征在于，

第二组成设备(17)，或根据发自第一组成设备(13)的第三电信号θ_c和第七电信号q_c，或根据发自操纵杆系统(2)的第四信号θ_d和第六信号q_d，以及俯仰速度q的当前值q_r和纵向姿态θ的当前值θ_r，来确定出代表俯仰加速度

相应受控值的第八电信号

然后，根据第八电信号

由第二组成设备(17)确定出所述第五电信号δ_mc。

9.根据权利要求8所述的飞行电控系统，

其特征在于，

第二组成设备(17)通过下面的关系式计算出第八电信号

${\stackrel{\·}{q}}_c=K1.{\mathrm{\θ}}_v-K2.{\mathrm{\θ}}_r+K3.q_v-K4.q_r$

式中θ_v为第三或第四电信号、θ_r为纵向姿态θ的当前值、q_v为第六或第七电信号、q_r为俯仰速度q的当前值、K1，K2，K3和K4是恒定系数。

10.根据权利要求8所述的飞行电控系统，

其特征在于，

为依据第八电信号

确定出所述第五电信号δ_mc，第二组成设备(17)包括第三计算装置，其计算公式为

${\mathrm{\δ}}_{\mathrm{mc}}=({\stackrel{\·}{q}}_c-F_q)/G_q$

式中F_q和G_q为飞机的状态函数，其中

$F_q=\frac{1}{I_y}.\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.C{m}_{\mathrm{\δm}=0}+\frac{1}{I_y}.T.b.\cos \left(\mathrm{\τ}\right)$

和

$G_q=\frac{1}{I_y}.\frac{1}{2}.\mathrm{\ρ}.V^2.S.l.\frac{\∂\mathrm{Cm}}{\∂\mathrm{\δm}}{|}_{\mathrm{\δm}=0}$

式中I_γ为俯仰惯量、ρ为空气密度、V为飞机速度、S为飞机参考面积、1为飞机参考长度、Cm_δm＝0为俯仰系数、T为推力、b为发动机杠杆臂、τ为发动机纵向配平角度、 $\frac{\∂\mathrm{Cm}}{\∂\mathrm{\δm}}{|}_{\mathrm{\δm}=0}$ 为升降舵的效率。

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