CN105383684B - 一种飞机不对称推力补偿控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机不对称推力补偿控制方法。所述飞机不对称推力补偿控制方法包括：步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中；步骤2：高压转子转速信号以及低压转子转速信号；步骤3：是否具有推力输出；步骤4：获取高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL；步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量；步骤6：计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；步骤7：得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。本发明在全飞行包线内当发动机失效后，及时自动偏转副翼和方向舵平衡飞机，使力和力矩达到平衡，确保飞行安全。

Description

一种飞机不对称推力补偿控制方法
技术领域
本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种飞机不对称推力补偿控制方法。
背景技术
多发飞机在飞行中，如果单发或单侧发动机失效，飞机的纵横航向平衡就会遭到破坏，产生大的不对称偏航力矩，使飞机发生急剧的偏转和倾斜，使侧滑角不断增大导致升阻特性恶化，致使飞机很快接近失速速度，甚至造成不可控的飞行以及坠毁。
当前国内对不对称推力补偿的操纵都是通过飞行员手动压杆和蹬舵实现。虽然驾飞行员压杆和蹬舵能够平衡住飞机，避免发生危险，但当发动机失效以后，飞行员要根据飞机姿态的变化，声音的异常，发动机告警信号及仪表指示的变化等，首先判断那台发动机故障，然后决定怎样操纵飞机，最后压杆和蹬舵制止飞机滚转和偏航，使飞机保持平衡状态。这需要一定的时间，而且时间长短取决于飞行员的飞行技能，处理突发异常现象的能力以及心里素质，作出正确操纵的快速性。在这段时间内，飞机很有可能失速，发生危险，而且这显著的增加了飞行员的操纵负担以及心里压力。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机不对称推力补偿控制方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机不对称推力补偿控制方法，所述飞机不对称推力补偿控制方法包括：步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中且该飞机的表速是否小于飞机补偿速度V以及判断该飞机中的各发动机中是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；步骤2：飞控系统接收各个发动机的高压转子转速信号以及低压转子转速信号；步骤3：判断各个发动机是否具有推力输出；若否则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若是，则进行下一步；步骤4：获取每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL，并判断高压转子转速差是否超过第一阈值以及低压转子转速差是否超过第二阈值；当高压转子转速差超过第一阈值且低压转子转速差超过第二阈值时，进行下一步；步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将该控制变量进行归一化处理；步骤6：获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；步骤7：根据公式、并通过所述步骤5处理后的控制变量以及所述步骤6中得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。
优选地，所述步骤1中飞机补偿速度确定方法为：根据飞机起落架机轮与跑道表面摩擦力等于发动机失效导致的不对称推力进行确定。
优选地，所述第一阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求高压转子转速差，该高压转子转速差为第一阈值；
所述第二阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求低压转子转速差，该低压转子转速差为第二阈值。
优选地，所述步骤5中的将该控制变量进行归一化处理具体为：
将该控制变量采用如下公式进行归一化处理：
当采用高压转子转速差时为：
使高压转子最大转速减去高压转子转速差，从而获得高压归一化处理因子；
使低压转子最大转速减去低压转子转速差，从而获得低压归一化处理因子。
优选地，所述步骤6中的获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值具体为：
步骤61：通过公式计算左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩Masym；
步骤62：根据所述步骤61中的不对称偏航力矩Masym，通过公式计算不同飞行阶段的侧滑角；
步骤63：根据所述步骤62的计算结果，通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度。
优选地，所述步骤61中的具体公式为：
Masym＝(P+Dwn)·lP；其中，
Masym是左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩；
P是左右机翼对称位置正常工作发动机的输出推力；
Dwm是左右机翼对称位置失效发动机的风车阻力。
lp是左右机翼对称位置发动机安装距；
优选地，所述步骤62中的具体公式为：
其中，
l是飞机的翼展；S是飞机的机翼面积；q是飞机某一高度和速度时的动压；β是飞机侧滑角；是飞机侧滑角产生的侧力系数；是飞机副翼产生的侧力系数；是飞机方向舵产生的侧力系数；G是飞机重量；γ是飞机坡度角；是飞机俯仰角；是飞机横向静稳定性；是飞机副翼操纵效率；是飞机方向舵产生的滚转力矩系数；是飞机航向静稳定性；是飞机副翼产生的偏航力矩系数；是飞机方向舵操纵效能。
优选地，所述步骤63中的具体公式为：
以及其中，
δxACEF为副翼偏度；δyACEF为方向舵偏度。
本发明的飞机不对称推力补偿控制方法本发明的优点是：本发明将不对称推力传统的人工补偿控制方法，采用控制系统自动实现，避免出现由于飞行员处理不及时或处理不当造成的危险。本发明在全飞行包线内当发动机失效后，及时自动偏转副翼和方向舵平衡飞机，使力和力矩达到平衡，确保飞行安全，减轻飞行员操作负担以及飞行员心里压力，避免飞机出现危及飞行安全的情况。
附图说明
图1是根据本发明第一实施例的飞机不对称推力补偿控制方法的流程示意图。
具体实施方式
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。
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。
图1是根据本发明第一实施例的飞机不对称推力补偿控制方法的流程示意图。
如图1所示的飞机不对称推力补偿控制方法包括：
步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中且该飞机的表速是否小于飞机补偿速度V以及判断该飞机中的各发动机中是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；
步骤2：飞控系统接收各个发动机的高压转子转速信号以及低压转子转速信号；
步骤3：判断各个发动机是否具有推力输出；若否则停止飞机不对称推力补偿控制方法，若是，则进行下一步；
步骤4：获取每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL，并判断高压转子转速差是否超过第一阈值以及低压转子转速差是否超过第二阈值；当高压转子转速差超过第一阈值且低压转子转速差超过第二阈值时，进行下一步；
步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将该控制变量进行归一化处理；
步骤6：获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；
步骤7：根据公式、并通过步骤5处理后的控制变量以及步骤6中得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；
步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。
假设飞机上设置有四个发动机，且两两相互对称设置，上述步骤4中的ΔnoutH与ΔnoutL举例来说为：
两侧机翼外侧发动机高压转子转速差ΔnoutH；
ΔnoutH＝n4H-n1H
两侧机翼外侧发动机低压转子转速差ΔnoutL；
ΔnoutL＝n4L-n1L
两侧机翼内侧发动机高压转子转速差ΔninH；
ΔninH＝n3H-n2H
两侧机翼内侧发动机低压转子转速差ΔninL；
ΔninL＝n3L-n2L
其中，各个数字代表发动机的代号，即上述公式中的1、2、3、4代表4个不同的发动机，L代表低压转子转速，H代表高压转子转速，n代表转子转速差。可以理解的是，上述的1、4发动机为对称发动机，2、3发动机为对称发动机。
具体地，在本实施例中，所述步骤1中飞机补偿速度确定方法为：根据飞机起落架机轮与跑道表面摩擦力等于发动机失效导致的不对称推力进行确定。可以理解的是，通常，我们将该飞机补偿速度定为地面最小操纵速度的60％。
在本实施例中，第一阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求高压转子转速差，该高压转子转速差为第一阈值；
第二阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求低压转子转速差，该低压转子转速差为第二阈值。
在本实施例中，步骤5中的将该控制变量进行归一化处理具体为：
将该控制变量采用如下公式进行归一化处理：当采用高压转子转速差时为：使高压转子最大转速减去高压转子转速差，从而获得高压归一化处理因子；使低压转子最大转速减去低压转子转速差，从而获得低压归一化处理因子。
以上述的四个发动机的飞机举例来说，即dn＝nHmax-ndH-n0H(或dn＝nLmax-ndL-n0L)，nHmax为高压转子最大转速(或nLmax为低压转子最大转速)。其中，dn为归一化处理因子；ndH为最小高压转子转速、ndL为最小低压转子转速、n0H为第一阈值，n0L为第二阈值。
在本实施例中，所述步骤6中的获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值具体为：
步骤61：通过公式计算左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩Masym；
步骤62：根据步骤61中的不对称偏航力矩Masym，通过公式计算不同飞行阶段的侧滑角；
步骤63：根据步骤62的计算结果，通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度。
具体地，所述步骤61中的具体公式为：
Masym＝(P+Dwn)·lP；其中，
Masym是左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩；
P是左右机翼对称位置正常工作发动机的输出推力；
Dwm是左右机翼对称位置失效发动机的风车阻力。
lp是左右机翼对称位置发动机安装距；
具体地，所述步骤62中的具体公式为：
其中，
l是飞机的翼展；S是飞机的机翼面积；q是飞机某一高度和速度时的动压；β是飞机侧滑角；是飞机侧滑角产生的侧力系数；是飞机副翼产生的侧力系数；是飞机方向舵产生的侧力系数；G是飞机重量；γ是飞机坡度角；是飞机俯仰角；是飞机横向静稳定性；是飞机副翼操纵效率；是飞机方向舵产生的滚转力矩系数；是飞机航向静稳定性；是飞机副翼产生的偏航力矩系数；是飞机方向舵操纵效能。
具体地，所述步骤63中的具体公式为：
以及其中，
δxACEF为副翼偏度；δyACEF为方向舵偏度。
以上述的飞机上设置有四个发动机为例，上述的步骤7中的公式具体为：
其中，
Kxout为外侧发动机失效不对称推力补偿控制副翼通道增益参数；Kyout为外侧发动机方向舵通道增益参数；Kxin内外侧发动机失效不对称推力补偿控制副翼通道增益参数；Kyin内侧发动机方向舵通道增益参数。
下面以举例的方式对本发明进行进一步阐述。可以理解的是，该举例并不构成对本发明的任何限制。
以空中平飞阶段左外两台发动机失效为例(以下简称左侧双发)，计算过程中所用到的飞机数据有：飞行高度3000m,指示空速142.84m/s，机翼面积240m2，翼展60m，外侧发动机安装距15m,内侧发动机安装距8m,发动机高压转子转速10620rot/min，发动机低压转子转速4460rot/min,推力21415N。
首先，根据发动机特性，计算出全包线内最小高压转子转速ndH＝8500rpm，最小低压转子转速ndL＝3000rmp；
其次，两侧机翼外侧发动机高压转子转速差ΔnoutH＝2120rpm,两侧机翼外侧发动机低压转子转速差ΔnoutL＝1460rpm,两侧机翼内侧发动机高压转子转速差ΔninH＝2120rmp,两侧机翼内侧发动机低压转子转速差ΔninL＝1460rmp；
第三，根据飞机本体特性以及发动机特性，计算出全包线内第一阈值n0H＝500rpm和第二阈值n0L＝400rpm；
第四，确定归一化因子dn＝3000rpm；
第五，计算出左侧外发失效后侧滑角β＝0.9340°，方向舵偏度δyACEF＝2.6269°,副翼偏度δxACEF＝-0.9905°，外侧发动机失效不对称推力补偿控制副翼通道增益Kxout＝1.8343，方向舵通道增益Kyout＝4.8646；左侧内发失效后β＝0.4057°，方向舵偏度δyACEF＝1.3812°,副翼偏度δxACEF＝-0.3517°，外侧发动机失效不对称推力补偿控制副翼通道增益Kxout＝0.6517，方向舵通道增益Kyout＝2.5578。
控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。
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。

Claims (4)

1.一种飞机不对称推力补偿控制方法，其特征在于，所述飞机不对称推力补偿控制方法包括：
步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中且该飞机的表速是否小于飞机补偿速度V以及判断该飞机中的各发动机中是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；
步骤2：飞控系统接收各个发动机的高压转子转速信号以及低压转子转速信号；
步骤3：判断各个发动机是否具有推力输出；若否则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若是，则进行下一步；
步骤4：获取每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL，并判断高压转子转速差是否超过第一阈值以及低压转子转速差是否超过第二阈值；当高压转子转速差超过第一阈值且低压转子转速差超过第二阈值时，进行下一步；
步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将该控制变量进行归一化处理；
步骤6：获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；
步骤7：根据公式、并通过所述步骤5处理后的控制变量以及所述步骤6中得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；
步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度；
所述步骤6中的获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值具体为：
步骤61：通过公式计算左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩Masym；
步骤62：根据所述步骤61中的不对称偏航力矩Masym，通过公式计算不同飞行阶段的侧滑角；
步骤63：根据所述步骤62的计算结果，通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度；
所述步骤61中的具体公式为：
Masym＝(P+Dwn)·lP；其中，
Masym是左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩；
P是左右机翼对称位置正常工作发动机的输出推力；
Dwm是左右机翼对称位置失效发动机的风车阻力；
lp是左右机翼对称位置发动机安装距；
所述步骤62中的具体公式为：
其中，
l是飞机的翼展；S是飞机的机翼面积；q是飞机某一高度和速度时的动压；β是飞机侧滑角；是飞机侧滑角产生的侧力系数；是飞机副翼产生的侧力系数；是飞机方向舵产生的侧力系数；G是飞机重量；γ是飞机坡度角；θ是飞机俯仰角；是飞机横向静稳定性；是飞机副翼操纵效率；是飞机方向舵产生的滚转力矩系数；是飞机航向静稳定性；是飞机副翼产生的偏航力矩系数；是飞机方向舵操纵效能；
所述步骤63中的具体公式为：
以及其中，
δxACEF为副翼偏度；δyACEF为方向舵偏度。
2.如权利要求1所述的飞机不对称推力补偿控制方法，其特征在于，所述步骤1中飞机补偿速度确定方法为：根据飞机起落架机轮与跑道表面摩擦力等于发动机失效导致的不对称推力进行确定。
3.如权利要求1所述的飞机不对称推力补偿控制方法，其特征在于，所述第一阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求高压转子转速差，该高压转子转速差为第一阈值；
所述第二阈值为在副翼和方向舵处于中立位置时，不对称推力使侧滑角不超过0.2度时，求得左右推力差，通过推力差求低压转子转速差，该低压转子转速差为第二阈值。
4.如权利要求1所述的飞机不对称推力补偿控制方法，其特征在于，
所述步骤5中的将该控制变量进行归一化处理具体为：
将该控制变量采用如下公式进行归一化处理：
当采用高压转子转速差时为：
使高压转子最大转速减去高压转子转速差，从而获得高压归一化处理因子；
使低压转子最大转速减去低压转子转速差，从而获得低压归一化处理因子。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109612632A (zh) * 2018-11-02 2019-04-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种通用飞机方向舵重量平衡检查方法

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105786009B (zh) * 2016-04-07 2019-07-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机非对称挂载的飞行控制方法
CN106020211B (zh) * 2016-05-12 2019-09-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机起飞升降舵预置偏度计算方法
CN108033025B (zh) * 2017-11-30 2021-05-14 陶文英 一种航空发动机推力控制系统
CN108894882B (zh) * 2018-06-05 2019-09-06 中国航发沈阳发动机研究所 飞机发动机大小油门推力限制规律获取方法
CN109018309B (zh) * 2018-09-20 2021-07-16 四川腾盾科技有限公司 一种双发螺旋桨无人机的横向自动配平控制方法
CN109592064B (zh) * 2018-11-02 2022-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 飞机与机械操纵系统变形差异对机动操纵影响设计方法
CN111237062B (zh) * 2020-01-16 2021-08-17 中国商用飞机有限责任公司 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的系统及方法
CN112783214A (zh) * 2021-01-15 2021-05-11 西安京东天鸿科技有限公司 一种无人机控制系统和方法
CN113741514B (zh) * 2021-08-25 2023-07-21 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种单边挂弹起飞拉起的横向控制方法
CN114560073B (zh) * 2021-12-30 2024-01-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2689854B1 (fr) * 1992-04-14 1994-07-01 Eurocopter France Helicoptere monorotor a systeme anticouple mixte et procede pour contrecarrer le couple induit par ce monorotor.
FR2694738B1 (fr) * 1992-08-14 1994-11-10 Aerospatiale Procédé de commande des gouvernes d'un avion pour compenser à basse vitesse une déviation latérale de trajectoire.
US7367530B2 (en) * 2005-06-21 2008-05-06 The Boeing Company Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods
CN102360216B (zh) * 2011-05-20 2013-06-19 南京航空航天大学 双发舰载飞机单发停车的安全着舰控制方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109612632A (zh) * 2018-11-02 2019-04-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种通用飞机方向舵重量平衡检查方法

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