CN105599894A - 一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法。针对飞机主动侧杆系统中杆力控制问题，采用力矩电机作为力加载机构，提出了以电机电枢电流为杆力观测器构成控制回路的方法，并基于专家PID算法实现对侧杆手柄力的精确控制，当电流传感器性能变差甚至失效时，微控制器可以自动切换到开环杆力控制；同时采用累加控制方式解决了驾驶杆回中不精确的问题。该方法可以保证主动侧杆具有较高的杆力控制精度与稳定性，同时可以保证飞机主动侧杆响应的实时性与准确性，驾驶杆可以快速精确地回中。

Description

一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法

技术领域

本发明涉及飞机控制系统，尤其涉及一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法。

背景技术

飞机的人感系统可以使飞行员在操纵飞机时有控制力感，可以影响飞机的操纵性能，是飞机操纵系统的十分重要的组成部分。目前，大多数飞机均采用了电传飞行控制系统，其中，弹簧加载的被动驾驶杆系统构成了这些飞机的人感系统。这种类型的驾驶杆具有十分简单的结构，安装十分方便，操作起来也很稳定，但是最大的缺点是驾驶杆力与杆位移间是固定不变的正比例关系，不能反映飞机的飞行状态；由于飞行员感受不到飞机的飞行状态，飞机的飞行品质和操纵品质会有所下降。为了避免这种缺点，主动驾驶杆系统应运而生。这种驾驶杆系统与飞行控制系统构成了闭环回路，使得飞控计算机可以与驾驶杆实时地互相通信。采用这种方式后，飞行员可以通过驾驶杆手柄上的力准确地判断出飞机的飞行状态，因此可以提高飞机的操纵特性和飞行品质。

目前，主动侧杆系统中关于对杆力的控制，多数采用通过把驾驶杆上的力传感器作为反馈杆力进行对杆力的控制，而当使用此种控制方式控制侧杆时，当侧杆处于运动状态时，由于侧杆存在速度和加速度，使得该系统不稳定，且控制精度降低。当侧杆的转动越大时，该系统的杆力控制精度越不稳定。同时，当力传感器受到电磁干扰或者失效时，该系统的控制反馈量失效，这对飞机的控制性能和安全而言是非常严重的。本文通过采用把电机的电枢电流传感器的输出值间接得到主动侧杆手柄上的力，使得该系统更加稳定；同时采用专家PID以及智能切换的方式，使得当杆力反馈量和实际偏差很大时，由闭环杆力控制切换到开环杆力控制。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，所述飞机主动侧杆系统包含监控模块和侧杆模块；

所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；

所述侧杆模块包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第二对轴承；

所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的滑槽滑动；

所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中心上；

所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳体；

所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与手柄固连；

所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；

所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；

所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第一编码器、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电路、第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器；

所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号调制电路输入端相连；

所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器的输出端、第一电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位移信号调制电路的转角信号以及第一力矩电机的转速信号输出PWM到波第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第二编码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电路、第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器；

所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与与第二角位移信号调制电路输入端相连；

所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直角换向器的输出轴连接；

所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出孔连接；

所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器的输出端、第二电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位移信号调制电路的转角信号以及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息；

第一轴的控制具体方法如下：

步骤E.1)，采集当前时刻的第一力矩电机的电枢电流信号；

步骤E.2)，根据第一力矩电机的电枢电流信号计算得到第一轴上的驾驶杆手柄力；

步骤E.3)，获取当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号；

步骤E.4)，根据预先设定好的杆力曲线以及当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号，得到当前时刻第一轴上驾驶杆手柄力的理论预设值；

步骤E.5)，将步骤E.2)计算得到的值减去步骤E.4)计算得到的值，得到当前时刻的杆力误差值；根据当前时刻的杆力误差值以及预先设定好的杆力曲线得到当前时刻k的PWM波误差值，记为e(k)；令e(k-1)和e(k-2)分别为上一时刻k-1和上两时刻k-2的PWM波误差值，e(k)、e(k-1)和e(k-2)的初始值都设为零；|e(k)|代表当前时刻PWM波误差值的绝对值大小,PWM(k)代表当前时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比，PWM(k-1)代表上一时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比；

步骤E.6)，计算当前时刻的PWM波误差值与上一时刻的PWM波误差值之间的差值，记为Δe(k)，Δe(k-1)代表上一时刻的PWM波误差值与上两时刻的PWM波误差值之间的差值：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}e\left(k\right)=e\left(k\right)-e(k-1)\\ \mathrm{\Δ}e(k-1)=e(k-1)-e(k-2)\end{array}\right.$

步骤E.7)，当|e(k)|≥M₁时，M₁为预先设定的大范围控制阈值，控制第一微控制器PWM波，使得其空占比等于当前角位移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空比；

步骤E.8)，当e(k)Δe(k)≥0时，若|e(k)|≥M₂，M₂为预先设定小范围控制阈值，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅{k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]}

其中，k₅表示反馈控制作用的强度，k_p表示比例控制系数，k_i表示积分控制系数，k_d表示微分控制系数；

步骤E.9)，当|e(k)|≤M₂时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]；

步骤E.10)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＞0，或者e(k)＝0时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)；

步骤E.11)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＜0时，若|e(k)|≥M₂，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅k_pe(k)；

步骤E.12)，若|e(k)|＜M₂，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₆k_pe(k)；

其中，k₆表示只有积分作用时用来调整积分作用的参数，且k₅>k₆；

步骤E.13)，当|e(k)|＜ε，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_ie(k)；

其中，ε为预先根据杆力精度设定设定的误差值大小的临界阈值。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法进一步的优化方案，对于第一轴，驾驶杆按照以下方法实现自动回中：

步骤A.1)，设定第一微控制器和第二微控制器所输出的PWM波的占空比k₁、k₂、k₃、k₄，使得k₃＜k₄＜k₁＜k₂，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤A.2)，若该转角大于等于10°，第一微控制器输出占空比为k₂的PWM波，并跳转至步骤A.1)；

步骤A.3)，若该转角小于10°，则第一微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤A.4)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤A.5)，若该转角大于等于5°，则第一微控制器输出占空比为k₄的PWM波，并跳转至步骤A.4)；

步骤A.6)，若该转角小于5°，则第一微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤A.7)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第一旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤A.8)，若该转角大于等于第一旋转式电位器的灵敏度阈值，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，并跳转至步骤A.7)；

步骤A.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，第一微控制器输出占空比为0的PWM波。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法进一步的优化方案，对于第二轴，驾驶杆实现自动回中的具体步骤如下：

步骤B.1)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤B.2)，若该转角大于等于10°，第二微控制器输出占空比为k₂的PWM波，重复步骤B.1)；

步骤B.3)，若该转角小于10°，则第二微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤B.4)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤B.5)，若该转角大于等于5°，则第二微控制器输出占空比为k₄的PWM波，重复步骤B.4)；

步骤B.6)，若该转角小于5°，则第二微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤B.7)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第二旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤B.8)，若该转角大于等于第二旋转式电位器的灵敏度阈值，则第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，重复步骤B.7)；

步骤B.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，则第二微控制器输出占空比为0的PWM波。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法进一步的优化方案，第一轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：

步骤C.1)，第一微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤C.2)，通过第一电流传感器获取第一力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第一轴上的杆力大小，并记录当前第一微控制器控制输出PWM波的空占比、第一力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第一轴上的杆力大小；

步骤C.3)，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤C.4)，重复步骤C.2)至步骤C.3)，直到第一微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤C.5)，重复步骤C.1)至步骤C.4)至少50次；

步骤C.6)，对第一力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第一轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₁＝s₁·I₁-s₂

其中，F₁代表第一轴上的驾驶杆手柄力，s₁和s₂代表F₁与I₁之间解析式的参数。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法进一步的优化方案，第二轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：

步骤D.1)，第二微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤D.2)，通过第二电流传感器获取第二力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第二轴上的杆力大小，并记录当前第二微控制器控制输出PWM波的空占比、第二力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第二轴上的杆力大小；

步骤D.3)，第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤D.4)，重复步骤D.2)至步骤D.3)，直到第二微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤D.5)，重复步骤D.1)至步骤D.4)至少50次；

步骤D.6)，对第二力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第二轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₂＝s₃·I₂-s₄

其中，F₂代表第二轴上的驾驶杆手柄力，s₃和s₄代表F₂与I₂之间解析式的参数。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.可以减小飞机主动驾驶杆系统的体积和重量，更有实际装备意义；

2.通过设计控制律可以使驾驶杆有较快的响应速度；

3.驾驶杆系统的中立位，可以根据飞行员的习惯，方便调节，并且驾驶杆回中过程迅速，回中位置精确；

4.能够提供较高精度的杆力信息；

5.通过固态继电器来切换，使得硬件结构简单，控制简单，主动侧杆更稳定，能够在更恶劣的机载环境工作。

6.该系统的杆力开环控制已具有较高精度，并且当杆力反馈传感器失效时，该系统可以及时自动由闭环杆力控制切换到开环杆力控制，使得该系统的主动模式更加稳定。

7.可以解决因飞机振动或者飞机姿态倾斜所致的驾驶杆错输入问题；

8.当驾驶杆系统由主动模式切换到被动模式时，可以解决驾驶杆转动不连续现象。

附图说明

图1飞机主动侧系统的结构示意图；

图2飞机主动侧杆系统监控模块的结构示意图；

图3飞机主动侧杆系统串口通信数据包的格式示意图；

图4飞机主动侧杆系统的侧杆机械结构示意图；

图5飞机主动侧杆系统的侧杆装置模块的总体控制软件流程图；

图6飞机主动侧杆系统的侧杆随动模式控制示意图；

图7飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式控制示意图；

图8飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式的杆力控制方法示意图；

图9飞机主动侧杆系统的侧杆主动模式的侧杆回中控制流程图。

图中，1-手柄，2-杆力传感器，3-杆体，4-第一轴，5-第二轴，6-第一对轴承，7-第二对轴承，8-壳体。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

该系统如图1所示，本发明主要由两大模块构成：监控模块和侧杆模块。

监控模块在实验中在PC机上运行，实际装备时，在飞控计算机上运行，并与侧杆模块通过串口通信的方式进行通信。监控模块能够得到驾驶杆的实时状态及数据，并可以设定侧杆模块的工作模式。监控模块的构成如图2所示，该模块包含通信单元、控制单元、杆力曲线设置单元、模式指令输入单元、显示单元和储存单元，所述控制单元分别和通信单元、杆力曲线设置单元、模式指令输入单元、显示单元、储存单元电气相连。

所述通信单元与侧杆模块进行串口通信。数据包的格式和长度固定，每一包数据的具体格式如图3所示，首先是数据头，数据头包含两段，分别是0XAA和0X55，如果正确则继续解析，否则等待下一包数据；然后是一位地址码，通过其判断是和俯仰通道还是滚转通道通信，接着是一位功能码，通过该功能码确定通信信息的类型，包含设定侧杆模块的工作模式、设定侧杆模块某一工作模式下的参数以及接收侧杆模块传输过来的运动状态信息，最后的数据位则是信息的具体内容。每包的数据位由所述主动侧杆系统中完成一次命令传递或者信息传递所需最多数字位为数据码的位数，因此每包数据可以确定长度。

所述杆力曲线设置单元用于输入杆力曲线参数，并将其传递给所述控制单元。

所述模式指令输入单元用于设置侧杆模块的工作模式，并将其传递给所述控制单元，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式。

所述显示单元用于以输出框、虚拟仪表盘和曲线图显示侧杆模块的实时状态信息。

所述储存单元用于存储侧杆模块的实时状态信息。

所述控制单元用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息。

所述侧杆模块包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元。

驾驶杆有两个自由度，分别用于控制飞机的俯仰运动与滚转运动，第一微控制单元、第二微控制单元则分别用于对这两个自由度进行调整。

驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第二对轴承，其机械结构参考双轴机械转子陀螺，如图4所示，采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的滑槽滑动。

所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中心上；

所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳体；

所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与手柄固连；

所述杆力传感器用于测量飞行员施加在驾驶杆手柄上的力；

所述手柄上设有主动模式与被动模式的切换开关、以及配平模式与主动模式的切换开关。

所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第一编码器、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电路、第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器；

所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号调制电路输入端相连；

所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器的输出端、第一电流传感器、杆力传感器、以及监控模块中的通信单元电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位移信号调制电路的转角信号以及第一力矩电机的转速信号输出PWM到波第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息。

当左右掰动驾驶杆手柄时，驾驶杆带动第一轴在第一轴承内转动，第一轴的末端在第二轴的滑槽内滑动；同时带动第一齿轮减速器和第一旋转式电位器转动，第一齿轮减速器带动第一力矩电机转动，第一力矩电机带动第一编码器转动。当第一力矩电机通电转动时，运动顺序与上面描述过程相反。

所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第二编码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电路、第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器；

所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与与第二角位移信号调制电路输入端相连；

所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直角换向器的输出轴连接；

所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出孔连接；

所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器的输出端、第二电流传感器、杆力传感器、以及监控模块中的通信单元电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位移信号调制电路的转角信号以及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息。

当推拉驾驶杆手柄时，驾驶杆带动第二轴在第二轴承内转动；同时带动齿轮减速箱和第二旋转式电位器转动，齿轮减速箱带动直角换向器转动，直角换向器带动第二齿轮减速器转动，第二齿轮减速器带动第二力矩电机转动，第二力矩电机带动第二编码器转动。当第二力矩电机通电转动时，运动顺序与上面描述过程相反。

所述杆力传感器，采用2维电阻应变片式杆力传感器，2维分别敏感飞行员施加在驾驶杆手柄上对应两个自由度的力，即分别对应第一轴上的力和第二轴上的力。

此两个手柄力信号有两个用途：

1.分别被第一、第二微控制单元采集后用来通过串口传送给给监控模块；

2.作为判断飞行员的手有无握在手柄上的条件，此作用决定了驾驶杆在主动模式中自动回中动作执行的判断条件。

所述第一、第二齿轮减速器采用精密行星齿轮减速器。行星减速器与力矩电机相连，用来减速并增大转矩。

所述第一、第二力矩电机采用峰值堵转电压为27V的稀土永磁直流有刷力矩电机，电机输出轴经过二级精密伺服行星齿轮减速器，输出较大的力矩。所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，2维分别敏感飞行员在驾驶杆手柄上两个自由度上施加的力。

所述齿轮减速箱采用精密一级直齿圆柱齿轮减速箱。

所述直角换向器采用精密伺服锥齿轮直角换向器。

所述第一、第二微控制器采用STM32芯片。微控制器采用STM32F103系列的芯片，使用其AD转换器的三个通道，同时采集旋转式电位计、驾驶杆力传感器以及霍尔电流传感器的输出信号，通过DMA中断的方式进行一定滤波算法处理；采集并处理手柄力信号、驾驶杆手柄的角位移信号、驾驶杆手柄的角速度信号、力矩电机的电枢电流信号，通过相关的控制算法得到控制电流、期望转角以及期望力矩，然后输出PWM波经过电机驱动模块去驱动电机输出期望力矩或期望转角。监控模块微控制器采用自带的USART模块，以串口通信的方式与监控模块进行串口通信实时传输驾驶杆的状态信息。

所述第一、第二PWM电机驱动模块，用来把电机控制信号放大到可以驱动力矩电机；本发明采用脉宽调制驱动方式，电机驱动模块由两片BTN7971B搭成一个完整的H桥驱动电路，原理与MOS管搭建的H桥相似，可以驱动大电流，足以用来驱动1路有刷直流力矩电机，发热小。同时采用光耦隔离的方式，防止驱动电路发生击穿等故障时损坏与其相连的模块，这样就可以有效地保护STM32芯片以及电路模块的安全，防止被烧坏。

STM32的PWM输出由定时器实现，并且主要参数有两个：频率和占空比，通过具体设置TIMX_ARR和TIMX_CCRX两个寄存器便可以调整这两个参数。本发明中，考虑到飞机主动驾驶杆系统的实时性与STM32的处理能力，把频率调整为10KHz，即周期为0.1ms。占空比精确到小数点后三位，并且根据电机所需要的控制电压来实时调整。

所述第一、第二旋转式电位器采用电气角度为90度的精密旋转式电位器。其输出端通过角位移信号调制电路与微控制器的GPIO口连接，角位移信号被该微控制器自带的AD转换器的一个通道以固定周期的进行采集。旋转式电位器用来测量驾驶杆手柄的偏转角度。

所述第一、第二编码器采用高线数的增量式编码器，每个编码器的两根输出引线分别与各自的微控制器的增量式编码器接口相连，角速率信号被该微控制器以固定周期的进行采集。增量式编码器用来测量电机转轴的转角以及角速度，间接得到驾驶杆手柄的转角以及角速度。

所述第一、第二电流传感器采用霍尔闭环电流传感器，第一、第二的力矩电机的其中一根引线分别穿过第一、第二电流传感器，第一、第二电流传感器的输出端分别与各自的微控制器自带的AD转换器的另一通道以固定周期的进行采集。采用霍尔电流传感器来测量力矩电机的电枢电流。

飞机主动侧杆系统主要有四种模式：随动模式、配平模式、主动模式以及被动模式。配平模式、主动模式以及被动模式模式可以通过监控模块输入指令进行切换，也可以在侧杆手柄上的按键切换，侧杆手柄顶部上的配平开关切换配平模式和主动模式，被动模式和主动模式的切换通过侧杆手柄侧面的切换开关控制；随动模式由监控模块发送指令，可在主动模式和配平模式下切换。整个系统的控制流程图如图5所示。

上电后，首先初始化系统；然后判断侧杆装置模块是否有数据输入，如果有则读取监控模块的数据；若没有数据输入，则读取侧杆手柄上的按键状态。如果驾驶杆处于随动模式，则根据角度信息控制驾驶杆手柄，具体为电机的位置控制。如果驾驶杆处于配平模式，则微控制器控制力矩电机使驾驶杆手柄锁定在该角度。如果驾驶杆处于主动模式，则读取角度值，若角度值改变，则输出电压控制力矩电机转动，输出力矩，使驾驶杆手柄产生期望力。如果驾驶杆处于被动模式，电机不工作；侧杆装置模块中的微控制器通过控制固态继电器使得力矩电机断路。

随动模式：

所述随动模式是指驾驶杆由监控模块控制运行，控制框图如图6所示。监控模块把驾驶杆手柄的期望转角θ通过串口传输给侧杆装置模块的微控制器，侧杆装置模块的微控制器经过解算数据后输出相应占空比的PWM波到驱动模块，从而驱动电机带动侧杆手柄转到期望角度；同时微控制器实时采集角位移传感器的信号，并将侧杆手柄的实际转角θ"反馈给监控模块。因此监控模块可以实时控制飞机主动侧杆手柄的偏转，并可以实时得到手柄的偏转角度。监控模块也可向侧杆装置模块的微控制器发送飞行包线，使得驾驶杆手柄按照相应命令运行。

主动驾驶杆系统处于随动运行模式时，手柄力信号不作处理，电机处于正常转动状态。此时采用电压控制电机转速的方法。由于主动驾驶杆系统采用的是永磁直流力矩电机，电机转速和电压成比例，所以需要调整转速时可改变供给电压。

$n=\frac{U}{C_e\mathrm{\Φ}}-\frac{R}{C_e{C}_T{\mathrm{\Φ}}^2}T$

上式中，U是力矩电机的端电压，C_e是力矩电机的电动势常数，C_T是力矩电机的转矩常数，R是电枢电阻，Φ是电机的磁通，n为力矩电机转速，T是电机输出转矩。

驾驶杆系统在随动模式下，由于施加到驾驶杆手柄上的外力为零，可以把力矩电机看成恒转矩输出。

配平模式：

所述配平模式是指，驾驶杆在此模式下，采用一定的控制算法，使驾驶杆保持在某个角度固定不动。

主动模式：

所述主动模式如图7所示，是指微控制器根据飞机的飞行状态以及杆位移信息，控制电机产生不同的转矩，从而手柄上产生不同的反馈力。

主动模式分为杆力跟随和自动回中两部分。此模式下，当驾驶杆上的力大于设定的启动力时，电机处于杆力跟踪状态。此时，通过霍尔传感器测量得到的电枢电流构成驾驶杆的手柄力观测器，通过一定的控制算法，控制电机端电压来间接控制电机电流使得该系统输出较高精度并且较稳定的手柄力。

当检测到飞行员松手时，驾驶杆自动回中。当驾驶杆与中立位的偏转角度大于设定的某一角度时，通过给电机提供较高的端电压，使控制电机较快的回到驾驶杆中立位附近。

主动模式应为系统默认工作状态，也可以通过主动侧杆手柄侧面的主被动模式切换开关切换到主动模式。

被动模式：

当该系统切换到被动模式时，侧杆装置模块中的微控制器通过控制一个固态继电器使得力矩电机断路，力矩电机不工作，该系统只是输出驾驶杆手柄的角位移以及角速度信息，以保证电机失效后，飞行员能够驾驶飞机安全返航的基本功能。

侧杆装置模块的微控制器的主要输入有来自监控模块的期望驾驶杆手柄的俯仰角和横滚角以及来自驾驶杆的驾驶杆手柄力、驾驶杆手柄转角、力矩电机的电枢电流等。驾驶员推拉驾驶杆的速度也是微控制器的输入，最重要的是手柄力信号。驾驶杆手柄的不同偏转角度对应相应的驾驶杆手柄力，而不同的驾驶杆手柄力又对应不同的控制电压。因此驾驶杆手柄的偏转角度与控制电压是一一对应的。这种对应关系可以以一个解析式的形式存储在微控制器内部，该解析式为多输入单输出，即多个不同的参数作为输入条件，控制电压作为输出；在具体控制时，通过查表或者解析式就可以得到驾驶杆手柄的期望力。

飞机主动侧杆系统处于主动模式时的手柄力控制方框图如图8所示，监控模块把驾驶杆手柄的期望转角传输给侧杆装置模块的微控制器，通过计算得到期望侧杆手柄力，期望的驾驶杆手柄力通过微控制器中的控制算法得到力矩电机的相应控制电压，电机转动输出转矩，使得驾驶杆手柄上有一定的力；驾驶杆手柄力传感器测得实际手柄力与期望手柄力比较，将差值手柄力作为反馈再通过控制算法去驱动电机调整转矩，如此反复，直至侧手柄得到期望力。

为了得到较精确的驾驶杆力，系统需要较快的杆力控制频率。此系统的电机是一个感性器件，当电机的输入电压改变时，电枢电流不能马上与之改变，存在一个过渡过程。因此在设计系统的控制周期时，必须考虑此问题。

当电机处于堵转状态时，力矩电机的电枢回路的电压平衡方程如下：

$U=R\·I+L\frac{dI}{dt}$

其中，U代表力矩电机的端电压，R代表电机电枢电阻，L代表电机的电枢电感，I代表力矩电机的电枢电流，t代表时间。

两边积分可得：

$t=\frac{L}{R}\·ln\frac{I_0-U/R}{I-U/R}$

其中，I₀代表t＝0时刻的力矩电机的电枢电流，当每次调节过程中，电流达到稳定值的98％时，认为电气过渡过程结束，此时：

$t=\frac{L}{R}\·ln\frac{I_0-U/R}{I_0+0.98\·(\frac{U}{R}-I_0)}\≈4\frac{L}{R}$

根据以上几式以及该系统所选用力矩电机的电机参数，可知，电机的控制频率最大值。

因为该系统的机械机构存在摩擦转矩，因此驾驶杆在每次回中时，位置并不精确。常规的控制方法，使得驾驶杆在回中时因为摩擦问题，运动到中立位附近时变得缓慢，且位置不精确。本文通过采用变速控制以及累加控制的策略使得驾驶杆可以快速精确回中。具体控制流程如图9所示。其中，k₃＜k₄＜k₁＜k₂，k₁、k₂、k₃、k₄均为预先设定的第一和第二微控制器所输出的PWM波的占空比。

通过驾驶杆力传感器来判断驾驶杆是否处于回中模式，当杆力传感器的在第一轴和第二轴的输出值均小于预先设定的杆力阈值时，认为驾驶杆手柄处于松手状态；此时，驾驶杆进入自动回中模式，通过对不同偏转角度区间设置不同的PWM波占空比值，可以实现驾驶杆快速回中而不抖动；同时，通过在中立位附近实施累加控制策略，可以实现驾驶杆精确回中，克服因为摩擦力导致的回中不精确问题。

对于第一轴，驾驶杆按照以下方法实现自动回中：

步骤A.1)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤A.2)，若该转角大于等于10°，第一微控制器输出占空比为k₂的PWM波，并跳转至步骤A.1)；

步骤A.3)，若该转角小于10°，则第一微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤A.4)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤A.5)，若该转角大于等于5°，则第一微控制器输出占空比为k₄的PWM波，并跳转至步骤A.4)；

步骤A.6)，若该转角小于5°，则第一微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤A.7)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第一旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤A.8)，若该转角大于等于第一旋转式电位器的灵敏度阈值，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，并跳转至步骤A.7)；

步骤A.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，第一微控制器输出占空比为0的PWM波。

对于第二轴，驾驶杆实现自动回中的方法与第一轴一样，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并根据转角的大小来改变PWM波的占空比，具体如下：

步骤B.1)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤B.2)，若该转角大于等于10°，第二微控制器输出占空比为k₂的PWM波，重复步骤B.1)；

步骤B.3)，若该转角小于10°，则第二微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤B.4)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤B.5)，若该转角大于等于5°，则第二微控制器输出占空比为k₄的PWM波，重复步骤B.4)；

步骤B.6)，若该转角小于5°，则第二微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤B.7)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第二旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤B.8)，若该转角大于等于第二旋转式电位器的灵敏度阈值，则第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，重复步骤B.7)；

步骤B.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，则第二微控制器输出占空比为0的PWM波。

力矩电机输出转矩的大小只与电机的电枢电流有关，与负载的转速无关。当负载增大时，电机的电枢电流增大；反之，电机的电枢电流减小。力矩电机的输出转矩的方向由相应的微控制器输出PWM波的占空比的正负决定。

第一轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：

步骤C.1)，第一微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤C.2)，通过第一电流传感器获取第一力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第一轴上的杆力大小，并记录当前第一微控制器控制输出PWM波的空占比、第一力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第一轴上的杆力大小；

步骤C.3)，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤C.4)，重复步骤C.2)至步骤C.3)，直到第一微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤C.5)，重复步骤C.1)至步骤C.4)至少50次；

步骤C.6)，对第一力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第一轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₁＝s₁·I₁-s₂

其中，F₁代表第一轴上的驾驶杆手柄力，s₁和s₂代表F₁与I₁之间解析式的参数。

第二轴上的驾驶杆手柄力的计算方式与第一轴一样，具体如下：

步骤D.1)，第二微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤D.2)，通过第二电流传感器获取第二力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第二轴上的杆力大小，并记录当前第二微控制器控制输出PWM波的空占比、第二力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第二轴上的杆力大小；

步骤D.3)，第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤D.4)，重复步骤D.2)至步骤D.3)，直到第二微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤D.5)，重复步骤D.1)至步骤D.4)至少50次；

步骤D.6)，对第二力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第二轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₂＝s₃·I₂-s₄

其中，F₂代表第二轴上的驾驶杆手柄力，s₃和s₄代表F₂与I₂之间解析式的参数。

该系统采用专家PID的控制方法。两个自由度上的控制均采用相同的控制方法，同时控制。第一轴的控制具体方法如下：

步骤E.1)，采集当前时刻的第一力矩电机的电枢电流信号；

步骤E.2)，根据第一力矩电机的电枢电流信号计算得到第一轴上的驾驶杆手柄力；

步骤E.3)，获取当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号；

步骤E.4)，根据预先设定好的杆力曲线以及当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号，得到当前时刻第一轴上驾驶杆手柄力的理论预设值；

步骤E.5)，将步骤E.2)计算得到的值减去步骤E.4)计算得到的值，得到当前时刻的杆力误差值；根据当前时刻的杆力误差值以及预先设定好的杆力曲线得到当前时刻k的PWM波误差值，记为e(k)；令e(k-1)和e(k-2)分别为上一时刻k-1和上两时刻k-2的PWM波误差值，e(k)、e(k-1)和e(k-2)的初始值都设为零；|e(k)|代表当前时刻PWM波误差值的绝对值大小；PWM(k)代表当前时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比，PWM(k-1)代表上一时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比；

步骤E.6)，计算当前时刻的PWM波误差值与上一时刻的PWM波误差值之间的差值，记为Δe(k)，Δe(k-1)代表上一时刻的PWM波误差值与上两时刻的PWM波误差值之间的差值：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}e\left(k\right)=e\left(k\right)-e(k-1)\\ \mathrm{\Δ}e(k-1)=e(k-1)-e(k-2)\end{array}\right.$

步骤E.7)，当|e(k)|≥M₁时，M₁为预先设定的大范围控制阈值，误差的绝对值很大，控制过程中不引入杆力反馈，此时，控制第一微控制器PWM波，使得其空占比等于当前角位移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空比；

那么此时PWM(k)等于与当前角位移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空比，也即杆力开环控制情况下的PWM波占空比值；

步骤E.8)当e(k)Δe(k)≥0时，此时误差的绝对值在增大，或者保持不变，在此条件下，若|e(k)|≥M₂，M₂为预先设定小范围控制阈值，认为误差较大，通过实施较强的控制作用，使得误差的绝对值迅速减小，此时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅{k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]}

其中，k₅表示反馈控制作用的强度，k_p表示比例控制系数，k_i表示积分控制系数，k_d表示微分控制系数；

步骤E.9)，当|e(k)|≤M₂，此时虽然误差的绝对值在增大，但是误差的绝对值不大，可以实施一般的控制作用，只是改变误差的变化趋势，使其误差的绝对值减小，此时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]；

步骤E.10)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＞0，或者e(k)＝0时，此时误差的绝对值朝减小的方向变化，或者已到达期望值，此时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)；

步骤E.11)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＜0时，说明误差处于极值状态，此时，若|e(k)|≥M₂，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅k_pe(k)；

步骤E.12)若|e(k)|＜M₂，此时：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₆k_pe(k)；

其中，k₆表示预先设定的只有积分作用时用来调整积分作用的参数；并且k₅>k₆；

步骤E.13)当|e(k)|＜ε，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_ie(k)；

其中，ε为预先根据杆力精度设定设定的误差值大小的临界阈值。

第二轴的控制具体方法和第一轴完全一致，不再赘述。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，所述飞机主动侧杆系统包含监控模块和侧杆模块；

所述监控模块用于发送指令给所述侧杆模块，并控制存储和显示侧杆模块的实时状态信息；

所述侧杆模块包含驾驶杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述驾驶杆包含壳体、手柄、杆力传感器、杆体、第一轴、第二轴、第一对轴承和第二对轴承；

所述第一轴、第二轴采用内外框的形式，第一轴为内框轴，第二轴为外框轴，第一轴能够在第二轴的滑槽滑动；

所述壳体为上下开口的矩形，第一对轴承、第二对轴承对应设置在其四壁的中心上；

所述第一轴、第二轴分别通过第一对轴承、第二对轴承承载，且两端均伸出所述壳体；

所述杆体的下端与第一轴固连，上端与杆力传感器的底部固连，杆力传感器的顶部与手柄固连；

所述杆力传感器采用2维电阻应变片式杆力传感器，分别对应第一轴上的力和第二轴上的力；

所述手柄上设有用于切换侧杆模块的工作模式的切换开关，所述工作模式包含主动模式、随动模式、配平模式以及被动模式；

所述第一微控制单元包含第一旋转式电位器、第一齿轮减速器、第一力矩电机、第一编码器、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一固态继电器、第一手柄力调制信号电路、第一角位移信号调制电路、和第一电流传感器；

所述第一旋转式电位器的输入端与第一轴的一端连接，输出端与第一角位移信号调制电路输入端相连；

所述第一齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输出孔与第一轴的另一端连接，输入孔与第一力矩电机输出轴的一端连接；

所述第一编码器的码盘与第一力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第一力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第一PWM电机驱动模块输出端通过第一固态继电器与所述第一力矩电机电气相连；

所述第一电流传感器用于感应第一力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一微控制器分别和第一手柄力调制信号电路的输出端、第一PWM电机驱动模块的输入端、第一固态继电器的控制端、第一角位移信号调制电路的输出端、第一编码器的输出端、第一电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号、第一力矩电机的电枢电流信号、第一角位移信号调制电路的转角信号以及第一力矩电机的转速信号输出PWM到波第一PWM电机驱动模块，控制第一力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转式电位器、第二齿轮减速器、第二力矩电机、第二编码器、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二固态继电器、第二角位移信号调制电路、第二手柄力调制信号电路、齿轮减速箱、直角换向器和第二电流传感器；

所述第二旋转式电位器的输入端与第二轴的一端连接，输出端与与第二角位移信号调制电路输入端相连；

所述第二轴的另一端与齿轮减速箱的输入齿轮连接，齿轮减速箱的输出齿轮与直角换向器的输出轴连接；

所述直角换向器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入端与第二齿轮减速器的输出孔连接；

所述第二齿轮减速器通过法兰盘固定在所述壳体上，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

所述第二编码器的码盘与第二力矩电机输出轴的另一端连接，用于测量第二力矩电机输出轴的转速，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二手柄力调制信号电路的输入端与杆力传感器电路电气相连；

所述第二PWM电机驱动模块输出端通过第二固态继电器与所述第二力矩电机电气相连；

所述第二电流传感器用于感应第二力矩电机的电枢电流，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二微控制器分别和第二手柄力调制信号电路的输出端、第二PWM电机驱动模块的输入端、第二固态继电器的控制端、第二角位移信号调制电路的输出端、第二编码器的输出端、第二电流传感器、杆力传感器、以及监控模块电气相连，用于根据获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号、第二力矩电机的电枢电流信号、第二角位移信号调制电路的转角信号以及第二力矩电机的转速信号输出PWM波到第二PWM电机驱动模块，控制第二力矩电机的运行，同时通过自身所带的串口功能与监控模块进行串口通信，向监控模块传送侧杆装置的状态信息；

其特征在于，第一轴的控制具体方法如下：

步骤E.1)，采集当前时刻的第一力矩电机的电枢电流信号；

步骤E.2)，根据第一力矩电机的电枢电流信号计算得到第一轴上的驾驶杆手柄力；

步骤E.3)，获取当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号；

步骤E.4)，根据预先设定好的杆力曲线以及当前时刻的第一角位移信号调制电路的转角信号，得到当前时刻第一轴上驾驶杆手柄力的理论预设值；

步骤E.5)，将步骤E.2)计算得到的值减去步骤E.4)计算得到的值，得到当前时刻的杆力误差值；根据当前时刻的杆力误差值以及预先设定好的杆力曲线得到当前时刻k的PWM波误差值，记为e(k)；令e(k-1)和e(k-2)分别为上一时刻k-1和上两时刻k-2的PWM波误差值，e(k)、e(k-1)和e(k-2)的初始值都设为零；|e(k)|代表当前时刻PWM波误差值的绝对值大小,PWM(k)代表当前时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比，PWM(k-1)代表上一时刻第一微控制器输出的PWM波的占空比；

步骤E.6)，计算当前时刻的PWM波误差值与上一时刻的PWM波误差值之间的差值，记为Δe(k)，Δe(k-1)代表上一时刻的PWM波误差值与上两时刻的PWM波误差值之间的差值：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}e\left(k\right)=e\left(k\right)-e(k-1)\\ \mathrm{\Δ}e(k-1)=e(k-1)-e(k-2)\end{array}\right.$

步骤E.7)，当|e(k)|≥M₁时，M₁为预先设定的大范围控制阈值，控制第一微控制器PWM波，使得其空占比等于当前角位移信号调制电路的转角信号相对应的PWM波占空比；

步骤E.8)，当e(k)Δe(k)≥0时，若|e(k)|≥M₂，M₂为预先设定小范围控制阈值，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅{k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]}

其中，k₅表示反馈控制作用的强度，k_p表示比例控制系数，k_i表示积分控制系数，k_d表示微分控制系数；

步骤E.9)，当|e(k)|≤M₂时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_p[e(k)-e(k-1)]+k_ie(k)+k_d[e(k)-2e(k-1)+e(k-2)]；

步骤E.10)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＞0，或者e(k)＝0时，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)；

步骤E.11)，当e(k)Δe(k)＜0且Δe(k)Δe(k-1)＜0时，若|e(k)|≥M₂，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₅k_pe(k)；

步骤E.12)，若|e(k)|＜M₂，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k₆k_pe(k)；

其中，k₆表示只有积分作用时用来调整积分作用的参数，且k₅>k₆；

步骤E.13)，当|e(k)|＜ε，第一微控制器按照以下空占比输出PWM波：

PWM(k)＝PWM(k-1)+k_ie(k)；

其中，ε为预先根据杆力精度设定设定的误差值大小的临界阈值。

2.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，其特征在于，对于第一轴，驾驶杆按照以下方法实现自动回中：

步骤A.1)，设定第一微控制器和第二微控制器所输出的PWM波的占空比k₁、k₂、k₃、k₄，使得k₃＜k₄＜k₁＜k₂，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤A.2)，若该转角大于等于10°，第一微控制器输出占空比为k₂的PWM波，并跳转至步骤A.1)；

步骤A.3)，若该转角小于10°，则第一微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤A.4)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤A.5)，若该转角大于等于5°，则第一微控制器输出占空比为k₄的PWM波，并跳转至步骤A.4)；

步骤A.6)，若该转角小于5°，则第一微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤A.7)，第一微控制器查询获取第一角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第一旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤A.8)，若该转角大于等于第一旋转式电位器的灵敏度阈值，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，并跳转至步骤A.7)；

步骤A.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，第一微控制器输出占空比为0的PWM波。

3.根据权利要求2所述的飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，其特征在于，对于第二轴，驾驶杆实现自动回中的具体步骤如下：

步骤B.1)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于10°；

步骤B.2)，若该转角大于等于10°，第二微控制器输出占空比为k₂的PWM波，重复步骤B.1)；

步骤B.3)，若该转角小于10°，则第二微控制器输出占空比为k₁的PWM波；

步骤B.4)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于等于5°；

步骤B.5)，若该转角大于等于5°，则第二微控制器输出占空比为k₄的PWM波，重复步骤B.4)；

步骤B.6)，若该转角小于5°，则第二微控制器输出占空比为k₃的PWM波；

步骤B.7)，第二微控制器查询获取第二角位移信号调制电路的转角信号，并判断该转角是否大于第二旋转式电位器的灵敏度阈值；

步骤B.8)，若该转角大于等于第二旋转式电位器的灵敏度阈值，则第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比，重复步骤B.7)；

步骤B.9)，若该转角小于角位移传感器的灵敏度阈值，则第二微控制器输出占空比为0的PWM波。

4.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，其特征在于，第一轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：

步骤C.1)，第一微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤C.2)，通过第一电流传感器获取第一力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第一轴上的杆力大小，并记录当前第一微控制器控制输出PWM波的空占比、第一力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第一轴上的杆力大小；

步骤C.3)，第一微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤C.4)，重复步骤C.2)至步骤C.3)，直到第一微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤C.5)，重复步骤C.1)至步骤C.4)至少50次；

步骤C.6)，对第一力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第一轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₁＝s₁·I₁-s₂

其中，F₁代表第一轴上的驾驶杆手柄力，s₁和s₂代表F₁与I₁之间解析式的参数。

5.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆系统的杆力控制方法，其特征在于，第二轴上的驾驶杆手柄力的计算方式如下：

步骤D.1)，第二微控制器控制输出空占比等于预设的最小空占比阈值的PWM波；

步骤D.2)，通过第二电流传感器获取第二力矩电机的电枢电流信号，同时获取杆力传感器在第二轴上的杆力大小，并记录当前第二微控制器控制输出PWM波的空占比、第二力矩电机的电枢电流信号和杆力传感器在第二轴上的杆力大小；

步骤D.3)，第二微控制器按照预设的占空比步长加大输出PWM波的占空比；

步骤D.4)，重复步骤D.2)至步骤D.3)，直到第二微控制器输出的PWM波的占空比大于等于预设的最高占空比阈值；

步骤D.5)，重复步骤D.1)至步骤D.4)至少50次；

步骤D.6)，对第二力矩电机的电枢电流信号数据和杆力传感器在第二轴上的杆力信号数据进行一阶线性拟合，得到拟合后的函数关系为：

F₂＝s₃·I₂-s₄

其中，F₂代表第二轴上的驾驶杆手柄力，s₃和s₄代表F₂与I₂之间解析式的参数。