CN103744289B - 电传飞机双重输入选择性执行控制方法 - Google Patents

Abstract

一种电传飞机双重输入选择性执行控制方法，包括：1）确定失速迎角；2）输入侧坡数据并判断输入的侧坡数据是否超过33°；3）判断是否触发GPWS警报；4）计算权限系数δ；5）判断是否存在双重输入的控制端命令；6）在大迎角判断模式、地面接近模式以及下滑道进近模式下计算得到的控制角度α作为俯仰操作，并输入升降舵控制计算机；在高侧坡模式下计算得到的控制角度α作为横滚操作，并输入副翼扰流板控制计算机；7）对飞机进行选择性执行控制。本发明提供了一种应对电传飞机双人飞行员同时输入不同的控制指令而造成控制双重输入情况的电传飞机双重输入选择性执行控制方法。

Description

电传飞机双重输入选择性执行控制方法

技术领域

本发明属于航空电子控制系统技术领域，涉及一种双人机组制的电传控制方法，尤其涉及一种应用于我国大型商用客机的双侧控制输入端无物理动作连接的电传飞机双重输入选择性执行控制方法。

背景技术

线传飞控(Fly-By-Wire，FBW)是航空领域中一种将航空器驾驶员的操纵输入，通过转换器转变为电信号，经电脑或电子控制器处理，再通过电缆传输到执行机构一种操纵系统，它省掉了传统操纵系统中的机械传动装置和液压管路。

现有的线传飞控方法应对双飞行员同时输入不同控制普遍采用以下三种方式：

1、矢量和相加(空中客车公司)；2、物理操纵机构链接双驾驶盘以避免(波音777客机)；3、根据驾驶员按压优先权按钮(空中客车公司)。

其局限性是：

1、盲目相加没有指向性和针对性；2、增加结构冗余重量；3、难以满足特殊情况下需要对飞行姿态干预的需求(例如AF447空难中出现的双重输入情况，两驾驶员对情况判断不同)。

发明内容

为了解决背景技术中存在的上述技术问题，本发明提供了一种应对电传飞机双人飞行员同时输入不同的控制指令而造成控制双重输入情况的电传飞机双重输入选择性执行控制方法。

本发明的技术解决方案是：本发明提供了一种电传飞机双重输入选择性执行方法，其特殊之处在于：所述电传飞机双重输入选择性执行控制方法包括以下步骤：

0)判断飞机是否处于空中模式，若是，则进行步骤1)；若否，则退出控制过程；

1)根据各机型具体气动参数确定失速迎角，并由失速迎角得到初始判断迎角；根据各机型具体气动参数由失速迎角得到保护迎角；

2)输入侧坡数据并判断输入的侧坡数据是否超过33°，若是，则判定飞机处于高侧坡状态并按高侧坡状态的运算法则计算权限系数δ；若否，则不处理横滚控制命令；所述权限系数δ的范围是[0，1]；

输入迎角数据并判断迎角的范围，若输入的迎角数据超过初始判断迎角，则进行步骤4)，根据大迎角模式运算法则计算权限系数δ；若迎角低于初始判断迎角，则进行步骤3)；

3)判断是否触发GPWS警报，若是，则进行地面接近判断模式，并根据地面接近判断模式运算法则计算权限系数δ；若否，返回步骤0)；

判断无线电高度或气压高度是否低于DH(MDA)+500，若是，则进行下滑道进近判断模式，并根据下滑道进近判断模式运算法则计算权限系数δ；若否，则返回步骤0)；

在下滑道进近判断模式与地面接近模式并列时，俯仰操作遵循地面接近判断模式；

4)计算权限系数δ；

5)判断是否存在双重输入的控制端命令，若是，将步骤4)得到的权限系数δ与两个控制端输入的控制命令加权后再行代数相加，得到输出的控制角度α的同时进行步骤6)；若否，则直接将步骤4)所得到的权限系数δ传送到相应的飞行控制计算机；

6)在大迎角判断模式、地面接近模式以及下滑道进近模式下计算得到的控制角度α作为俯仰操作，并输入升降舵控制计算机；在高侧坡模式下计算得到的控制角度α作为横滚操作，并输入副翼扰流板控制计算机；

7)根据步骤6)中升降舵控制计算机以及副翼扰流板控制计算机中的输入数据对飞机进行选择性执行控制。

上述步骤4)的具体实现方式是：

所述大迎角状态判断模式的运算法则是：

当AOA小于或等于αJDS时，令权限系数δ是0；

当AOA范围为(αJDS，αPOT)时，所述权限系数δ是：

当AOA数据大于αPOT时，则令权限系数δ是1；迎角小于αJDS，则令权限系数δ为0；迎角大于αPOT，则令权限系数δ为1；

其中：

所述AOA是迎角；

所述αJDS是初始判断迎角；

所述αPOT是保护迎角；

所述下滑道进近判断模式运算法则是：

当ALT大于等于DH(MDA)+500，不进行判断，令权限系数δ为0；

当ALT大于DH(MDA)并小于DH(MDA)+500时，所述权限系数δ：

当ALT小于DH(MDA)，令权限系数δ为1；

所述ALT是当前气压高度表或无线电高度表测得的高度数值；

所述DH(MDA)是飞行员在MCDU的着陆页面输入的着陆机场决断高度或为客舱增压选择器输入的着陆标高；

所述地面接近判断模式运算法则是：

根据GPWS判断同步进行，若无GPWS警告触发，则令权限系数δ为0；

若有GPWS警报触发，则令权限系数δ为1；

所述GPWS是地面接近警告系统；

所述高侧坡判断模式运算法则是：

在侧坡小于33度时，令权限系数δ为0；

侧坡在33-67度之间时，所述权限系数δ是：

侧坡大于67度时，令权限系数δ为1。

上述步骤5)的具体实现方式是：

在大迎角判断模式中，所述输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝↓(1+δ)+↑；

在地面接近模式或下滑道进近模式中，所述输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝↑(1+δ)+↓；

在高侧坡模式中，如果当前飞行姿态向左侧偏移，那么，输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝αR(1+δ)+αL

如果当前飞行姿态向右侧偏移，那么，输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝αL(1+δ)+αR

其中：

↓代表发出机首向下命令的侧杆；

↑代表发出机首向上命令的侧杆；

αL代表侧杆左侧偏移量，

αR代表侧杆右侧偏移量。

本发明的优点是：

本发明所提供的电传飞机双重输入选择性执行控制方法主要在大迎角状态、高速状态、地面接近状态、下滑道进近状态与高坡度状态这些接近飞行极限或存在飞行安全危险的情况进行运行判断，所有的分状态判断均有参量范围判断、权限系数运算、加权选择运算构成，在双重输入发生时进行程序执行，首先向目标的飞行数据划分范围，底线作为加权起始点，顶点作为加权终点，权限系数在此范围内增大，并最终向两个控制端输入的控制命令加权后再行代数相加从而达到双重输入选择性判断的目的。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)结构简单：相比波音777现有的两驾驶盘联动方案，采取此技术几乎不需要额外增加硬件、增加质量。因此此发明结构更为简单。

(2)选择性判断尽可能避免驾驶员人为错误：人为的判断总是存在缺陷的，不可避免的会出现驾驶员对当前飞行状况判断不一致，而分别对侧杆输入不同的数据而造成双重输入的情况，一般飞机采取的通常设计方案是联动驾驶盘或者不进行选择性判断。本发明可以通过选择性判断技术结合现有的飞行参数，以尽可能避免驾驶员人为的判断错误。

(3)增强选择判断的指向性：在空中客车系列飞机中，驾驶员还可以通过按压侧杆上的控制优先按钮来获取控制优先权，这种优先执行的方式没有指向性，仅靠驾驶员主管判断。本发明与该技术相比，可以在分析大气数据的的基础上进行判读，增加了判断的指向性。

附图说明

图1是升力系数、迎角、权限系数关系图；

图2是选择执行顺序图；

图3是大迎角模式的判断流程图；

图4是地面接近判断模式的判断流程图；

图5是AF447航班记录到的攻角数值、失速预警的理论阀值以及本发明预计的αJDS角度；

图6是一个对进入双重输入大迎角判断模式里PFD里显示警报的建议示意图；

图7是本发明所提供的电传飞机双重输入选择性执行控制方法的流程示意图。

具体实施方式

本发明提供了在电传飞机双重输入选择性执行控制方法，该方法是在双重输入选择性判断模式在接到两个同时输入的控制信号时，会先判断迎角的范围，如图1所示，取失速迎角(αCL MAX)/1.13-1.23(数字仅为范例，具体按照飞行器气动参数设定)作为初始判断迎角(αJDS)，再以速迎角(αCL MAX)/1.05-1.06(数字仅为范例，具体按照飞行器气动参数设定)作为保护迎角(αPOT)。如图2所示，如果迎角超过初始判断迎角αJDS，先进行大迎角模式(如1)的选择性执行。若迎角低于αJDS，那么进行其它模式的选择性执行。但是侧坡模式判断可以和大迎角模式并列。

1.大迎角模式(与侧坡模式并列)

定义参量δ为权限系数，范围取[0,1]，在迎角运算里，具体公式如下：

其中：在公式里，αPOT、αJDS均为使用ADIRS(Air Data/Inertial ReferenceSystem，大气数据/惯性基准系统)输入的迎角数值根据情况计算得到。

由ADIRU输入的α迎角作为自变量带入公式，算出结果在0到1之间，取0时两侧权限级别相同，取1之时，侧杆向下的权限被提高一倍用以抵消侧杆向上的操作。此判断维持2秒后进行第二次判断。如图3所示是大迎角模式的判断流程图，如图1所示内容包括了升力系数、迎角、权限系数关系图

计算出δ后，它会做出一个选择性的计算，具体公式如下

α(输出的控制角度)＝↓(1+δ)+↑

↓代表发出机首向下命令的侧杆

↑代表发出机首向上命令的侧杆

2.地面接近模式

对于地面接近状态下选择性判断的触发以及判断，应该同样遵循GPWS(GroundProximity Warning System，地面接近警告系统)的五个模式为框架进行判断。

模式1：下降率过大。

模式2：地形接近率过大。

模式3：起飞或复飞后掉高度。

模式4：当不在着陆形态时不安全的地形间隙。

模式5：过度低于下滑道。

在以上情况直接定义δ为1，α(输出的控制角度)＝↑(1+δ)+↓

3.下滑道进近模式

其中：

ALT(Altitude，高度)代表当前气压高度表或无线电高度表测得的高度数值

DH(MDA)(Decision Height(Minimum Decision Altitude)，决断高度(最低决断高度))代表飞行员在MCDU的着陆页面输入的着陆机场决断高度或为客舱增压选择器输入的着陆标高。

其它论述与高迎角状态的判断类似，如图4所示是地面接近判断模式的判断流程图。

4.高侧坡模式

a)如果坡度小于33度并且没有触发大迎角保护或GPWS时，不进行选择性执行；

b)如果坡度在33-67度之间，选择性执行能够改平飞机的操作；

c)如果坡度大于67度设置δ为1

运算逻辑：

其中：

A代表姿态仪输入的侧坡数值

如果当前飞行姿态向左侧偏移，那么

α(输出的控制角度)＝αR(1+δ)+αL

如果当前飞行姿态向右侧偏移，那么

α(输出的控制角度)＝αL(1+δ)+αR

其它细节和高迎角状态的SSES判断相似

αL代表侧杆左侧偏移量，αR代表侧杆右侧偏移量

5.提示与警示

在进入各个判断模式时，应该在PFD上对飞行员给予相关信息以帮助飞行员了解飞行动向以及正在进行的操作。

在大迎角模式中，应该在PFD的姿态显示区上提示向下箭头图标及STALL NOSEDOWN字样；在下方给出判断后的攻角数值。

本发明优越性具体体现在：

1.过程概述

法航447空难被认定由于机组人员缺乏足够的训练、没有遵循飞行程序指引并忽视失速警告而引起。其主要过程是：航班飞行进入雷暴区，冰晶阻塞了空速管导致飞机失去了可靠的IAS(Indicated Airspeed，指示空速)读数。然而右座副驾驶的失误过度拉起机首导致飞机进入失速(即飞行迎角超过了临界值，机翼上表面附面层分离而导致升力急剧下降的情况)而后又未能正确的识别改出失速最终触地导致。

根据BAE(Bureau d'enquêtes et d'analyses pour la sécuritéde l'aviationcivile，法国航空事故调查处)的事故调查报告显示，从UTC 02:10:10开始出现失速警报，同时IR2/3反馈的AOA(Angle-Of-Attack，迎角)数据都超过了失速的限制，而IR1(InertialReference，惯性基准)反馈的AOA数据却恒定在较低的水平不变。由空客的大气数据可靠性判断逻辑可以知道，FGC(Flight Guidance Computer，飞行制导计算机)会排除有偏差的ADR(Air Data Reference，大气数据基准)(IR1反馈的AOA)

大约在UTC时间2：11：38时，PF说：“我根本无法控制飞机(I don’t have controlof the plane at all)”而PNF回应：“左侧接管(controls to the left)”，同时按压了控制优先按钮，而PF也立刻按压了控制优先按钮而再度从左座接管控制。尽管无人能够解释当时出现的机组合作问题。但显而易见的是两位机组出现了对飞行状况的明显分歧。从后续的报告可知，在左座没有控制优先的情况下，左座很可能正确的判断出了失速的情况并且遵循了失速的标准处置办法，即压杆使得机首下降获得速度。但是右座却仍然在后拉侧杆使得飞机继续失速。

若应用本系统，如图5所示，当IR2与IR3输入的攻角信息都超过了图5中的αPORT的数值时，会自动开启侧杆输入可靠性判断程序。处在备用法则，攻角超过αPORT(类似于本发明的αJDS)不会引发包线保护。此时(2：11：30)左座声明接管飞行操作并开始控制侧杆下俯机首，这时尽管右座在拉杆，却由于左座操作权限被提高一倍以抵消右侧操作从而无效输入。能够使得飞行的AOA控制在失速的攻角以内保证安全。同时，接近失速时按照上文的叙述，DFDAMU(Digital Flight Data Acquisition and Management Unit，数字式飞行数据获取及管理组件)应同时向DMC(Display Management Computer，显示管理计算机)发出指令，控制PFD提示飞行员飞机处于失速状态。

2.若应用本方法预计会出现的情况

在2：11：38时，左侧接管飞行控制，这时同时满足步骤1)和步骤2)，程序得以向下运行。

而后进入步骤3)，在2：10：51左右时，IR2和IR3输入的AOA指数已经上升到失速阀值以上，从而明显αPOT，进入所述的大迎角模式。程序继续运行步骤4)

在步骤4)中，由于AOA已经超过了αPOT，因此δ为1，运算出δ后进入步骤5)

在步骤5)中，进入大迎角判断模式，α(输出的控制角度)＝↓(1+δ)+↑输出后进入步骤6)

在步骤6)中，处于空客备用法则的飞机会直接把输出的控制角度输送给控制面。因此俯仰操作输出为α

由于δ为1，因此左座下压机首的操作权限被提高一倍从而完全抵消右侧，α输出为下压机首，飞机得以下降而恢复速度，获得改出失速状态的机会从而挽救飞机。

参见图1至图6，其中，图1在升力系数随攻角(即迎角)变化的坐标系中，迎角增大，升力随之增大，直至升力系数图像顶点，机翼上表面会发生附面层的分离而导致升力系数(升力)急剧下降。升力系数顶点即为αCL MAX，在升力系数顶点前定义一个αJDS角度和αPOT角度。当探测到的攻角数值超过αJDS时，开始启动大迎角模式的侧杆输入选择执行程序，权限系数随之从0开始上升直到在αPOT达到1，即提供机首向上信号的权限被提高一倍。图2是选择执行顺序图，即以大攻角状态的最高等级为第一顺序，在有最高等级(大迎角)信号时，选择性忽略其它等级信号截至该信号消失、攻角小于αJDS；图3是大迎角模式的判断流程图；图4是地面接近判断模式的判断流程图；图5是AF447航班记录到的攻角数值、失速预警的理论阀值以及本发明预计的αJDS角度。图6是一个对进入双重输入大迎角判断模式里PFD里显示警报的建议示意图。图7是本发明所提供的电传飞机双重输入选择性执行控制方法的流程示意图，其表示了详细解释该控制方法的步骤。

Claims (3)

1.一种电传飞机双重输入选择性执行控制方法，其特征在于：所述电传飞机双重输入选择性执行控制方法包括以下步骤：

0)判断飞机是否处于空中模式，若是，则进行步骤1)；若否，则退出控制过程；

1)根据各机型具体气动参数确定失速迎角，并由失速迎角得到初始判断迎角；根据各机型具体气动参数由失速迎角得到保护迎角；

2.1)输入侧坡数据并判断输入的侧坡数据是否超过33°，若是，则判定飞机处于高侧坡状态并按高侧坡状态运算法则计算权限系数δ；若否，则不处理横滚控制命令；所述权限系数δ的范围是[0，1]；

2.2)输入迎角数据并判断迎角的范围，若输入的迎角数据超过初始判断迎角，则根据大迎角模式运算法则计算权限系数δ，进行步骤4)；若迎角低于初始判断迎角，则进行步骤3.1)；

3.1)判断是否触发GPWS警报，若是，则进行地面接近判断模式，根据地面接近判断模式运算法则计算权限系数δ，进行步骤4)；若否，则进行步骤3.2)；

3.2)判断无线电高度或气压高度是否低于DH(MDA)+500，若是，则进行下滑道进近判断模式，根据下滑道进近判断模式运算法则计算权限系数δ，进行步骤4)；若否，则返回步骤0)；所述DH(MDA)是飞行员在MCDU的着陆页面输入的着陆机场决断高度或为客舱增压选择器输入的着陆标高；

4)判断是否存在双重输入的控制端命令，若是，将得到的权限系数δ与两个控制端输入的控制命令加权后再行代数相加，得到输出的控制角度α的同时进行步骤5)；若否，则直接将所得到的权限系数δ传送到相应的飞行控制计算机；

5)在大迎角判断模式、地面接近模式以及下滑道进近模式下计算得到的控制角度α作为俯仰操作，并输入升降舵控制计算机；在高侧坡模式下计算得到的控制角度α作为横滚操作，并输入副翼扰流板控制计算机；

6)根据步骤5)中升降舵控制计算机以及副翼扰流板控制计算机中的输入数据对飞机进行选择性执行控制。

2.根据权利要求1所述的电传飞机双重输入选择性执行控制方法，其特征在于：所述大迎角模式运算法则是：

当AOA小于或等于αJDS时，令权限系数δ是0；

当AOA范围为(αJDS，αPOT)时，所述权限系数δ是：

$\mathrm{\δ}=sin(\frac{\mathrm{\α}POT-AOA}{\mathrm{\α}POT-\mathrm{\α}IDS}\×\frac{\mathrm{\π}}{2});$

当AOA数据大于αPOT时，则令权限系数δ是1；

其中：

所述AOA是迎角；

所述αJDS是初始判断迎角；

所述αPOT是保护迎角；

所述下滑道进近判断模式运算法则是：

当ALT大于等于DH(MDA)+500，不进行判断，令权限系数δ为0；

当ALT大于DH(MDA)并小于DH(MDA)+500时，所述权限系数δ：

$\mathrm{\δ}=sin(\frac{ALT-DH\left(MDA\right)}{500}\×\frac{\mathrm{\π}}{2})$

当ALT小于DH(MDA)，令权限系数δ为1；

所述ALT是当前气压高度表或无线电高度表测得的高度数值；

所述DH(MDA)是飞行员在MCDU的着陆页面输入的着陆机场决断高度或为客舱增压选择器输入的着陆标高；

所述地面接近判断模式运算法则是：

根据GPWS判断同步进行，若无GPWS警告触发，则令权限系数δ为0；

若有GPWS警报触发，则令权限系数δ为1；

所述GPWS是地面接近警告系统；

所述高侧坡状态运算法则是：

在侧坡小于33度时，令权限系数δ为0；

侧坡在33-67度之间时，所述权限系数δ是：

$\mathrm{\δ}=sin(\frac{67-A}{67-33}\×\frac{\mathrm{\π}}{2})$

侧坡大于67度时，令权限系数δ为1；

其中，A代表姿态仪输入的侧坡数值。

3.根据权利要求2所述的电传飞机双重输入选择性执行控制方法，其特征在于：所述步骤4)的具体实现方式是：

在大迎角判断模式中，所述输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝↓(1+δ)+↑；

在地面接近模式或下滑道进近模式中，所述输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝↑(1+δ)+↓；

在高侧坡模式中，如果当前飞行姿态向左侧偏移，那么，输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝αR(1+δ)+αL

如果当前飞行姿态向右侧偏移，那么，输出的控制角度α是：

α(输出的控制角度)＝αL(1+δ)+αR

其中：

↓代表发出机首向下命令的侧杆；

↑代表发出机首向上命令的侧杆；

αL代表侧杆左侧偏移量，

αR代表侧杆右侧偏移量。