CN106184713A - 一种飞机升降舵调整片自动配平方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机升降舵调整片自动配平技术，通过对某型飞机升降舵调整片自动配平技术的研究，了解一种可逆人工飞行操纵系统飞机，在自动飞行控制系统所有使用指示空速范围内，实现驾驶杆力的最佳配平效果，解决了自动飞行控制系统断开后，升降舵面和驾驶杆不会产生突然动作，避免飞机过载、姿态产生较大的变化，便于人工驾驶顺利接入。

Description

一种飞机升降舵调整片自动配平方法

技术领域

本发明属于有人驾驶飞行器自动飞行控制技术领域。

背景技术

某型飞机，飞行控制系统包括人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。人工飞行操纵系统的升降通道具有液压回力助力器，自动飞行控制系统的升降执行机构升降舵机并联于人工飞行操纵系统的升降通道，组成方框图见附图1。

自动飞行控制系统控制飞机飞行时，其升降舵机控制升降舵液压回力助力器带动飞机升降舵面偏转，同时带动人工飞行操纵系统的升降通道操纵系统随动；升降舵面上的气动力由升降舵机制动力承担。当自动飞行控制系统断开，升降舵机制动力消失，升降舵面上的气动力通过升降通道操纵系统立刻传递到驾驶杆上，容易引起驾驶杆跳动现象。

该现象是舵面气动力可逆人工飞行操纵系统有人驾驶飞机的固有现象。国内外相关飞机采取的措施，①设计无回力(不可逆)人工飞行操纵系统，杜绝了该现象。②增大有回力人工飞行操纵系统配重质量，来扩大配平范围，减弱该现象的影响。③在自动飞行控制系统工作时，引入升降舵调整片小范围的自动调整偏转，调整片偏角与升降舵偏角成简单的正比，而减弱该现象的影响，该方法不完善，随着无回力人工飞行操纵系统的发展，也没有继续完善。

一、发明内容

(一)发明目的

根据某型飞机设计需求，人工飞行操纵系统主要构型已经确定，决定采取有回力(可逆)人工飞行操纵。

该型飞机飞行品质中升降操纵力设计已属于一级品质下边界接近二级品质，若采取增大有回力人工操纵系统配重质量，可能会使升降操纵力降为二级，不能满足设计需求。

若简单的在自动飞行控制系统工作时，引入升降舵调整片偏角与升降舵偏角成简单正比的自动偏转技术，只能起到减弱现象。

为了进一步解决或减弱该现象的影响，在原有自动配平技术基础上研究了一种自动驾驶升降自动配平技术。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种飞机升降舵调整片自动配平方法，包括以下步骤：

第一步：升降舵调整片自动配平系统上电，配平舵机将升降舵调整片位置信号提供给配平伺服放大器，并提供给座舱仪表显示系统进行实时显示；力传感器上和力传感器下将升降舵机到耦合机构间的力测量信号提供给配平伺服放大器；

第二步：自动飞行控制系统接通工作，则进行第三步；否则不进行自动配平工作；

第三步：如果自动飞行控制系统给升降舵调整片自动配平系统“自动飞行控制系统接通信号”和飞机指示空速信号，则进行第四步。

第四步：配平伺服放大器判定力传感器上和下的力测量信号值大于阈值A，且时间维持大于阈值B秒，则进行第五步；小于阈值A，且时间维持大于阈值B秒，则进行第七步；否则进行第九步。

第五步：配平伺服放大器将飞机指示空速和升降舵调整片位置代入 $\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}=K_1-K_2(V-V_{\min })$ 和 ${\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}^{\′}={\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}$ 公式，计算出配平舵机动作步长，控制配平舵机带动升降舵调整片向上偏转，再进行第六步。

式中：为自动配平步长，K₁为自动配平步长常值系数，K₂为自动配平步长指示空速补偿系数，V为当前飞机的指示空速，V_min为自动飞行控制系统最小使用指示空速，V_max为自动飞行控制系统最大使用指示空速，V_min≤V≤V_max。

第六步：升降舵调整片向上偏转，力传感器上和下的力测量信号差的绝对值减小，若力测量信号差的绝对值小于阈值A，则进行第九步；否则进行第五步。

第七步：配平伺服放大器将飞机指示空速和升降舵调整片位置代入 $\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}=K_1-K_2(V-V_{\min })$ 和 ${\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}^{\′}={\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}$ 公式，计算出配平舵机动作步长，控制配平舵机带动升降舵调整片向下偏转，则进行第八步。

第八步：升降舵调整片向下偏转，力传感器上和下的力测量信号差的绝对值减小，若力测量信号差的绝对值小于阈值A，则进行第九步；否则进行第七步。

第九步：完成自动配平，舵机不再动作。

(三)有益效果

与可逆人工飞行操纵系统飞机现有配平技术相比，本发明的有益效果是：能使可逆人工飞行操纵系统飞机，在自动飞行控制系统所有使用指示空速范围内，实现驾驶杆力的最佳配平效果，解决了自动飞行控制系统断开后，升降舵面和驾驶杆不产生突然动作，避免飞机过载、姿态产生较大的变化，便于人工驾驶顺利接入。

附图说明

附图1为本发明所用系统组成方框图；

附图2为升降舵调整片自动配平构型原理框图。

具体实施方式

在自动飞行控制系统工作期间，根据其各功能需要，其升降舵机控制升降舵偏转，就需要升降舵调整片自动配平(偏转)，即时卸去升降舵铰链力矩，当自动飞行控制系统升降舵机断开后，通过人工操纵系统传递到驾驶杆上的力为零，从而解决有人驾驶飞机的自动飞行控制系统断开后，升降舵面不产生突然动作，避免飞机过载、姿态产生较大的变化，便于人工驾驶顺利接入。

1升降舵调整片自动配平门限设计

参考《中国民用航规章》规定，盘式操纵系统俯仰操纵力，持久操纵力为5千克力。结合计算分析，当驾驶杆上有2.5千克力时，在表速为280千米/小时，对应的升降舵偏角为1.1度。升降舵有1.1度干扰输出时，飞机的姿态响应为小扰动,对飞机的影响很小，故确定自动配平的门限为驾驶杆上力为2.5千克力。

2.5千克力门限满足《中国民用航规章》对于持久操纵力的要求，断开后杆力不用重新配平。

配平门限杆力转换到自动飞行控制系统升降舵机上的力值为14.26千克力，考虑工程误差，则将升降舵调整片自动配平门限设计值确定为力值的阈值A(该型机为14±1千克力)。结合飞机使用情况，升降舵调整片过于频繁动作，会影响飞机纵向飞行轨迹的稳定性，参考飞机不同扰动情况下的纵向稳定周期，故将升降舵机上的力值持续时间确定为阈值B(该型机为5)秒后，自动配平工作。

2升降舵调整片配平偏转角速度设计

自动飞行控制系统使用的大速度，调整片的配平效率为12千克力/度。在2.5千克力的驾驶杆力需要调整片偏转0.2度。一般飞行员的反应时间为0.4秒，考虑到不要分散飞行员太多的注意力，将反应时间定为1秒，则升降调整片的偏转速度初步确定为0.2度/秒。

对于自动飞行控制系统使用的小速度，调整片的配平效率为5.7千克力/度，在0.2度/秒的调整片偏转速度下，2.5千克力的驾驶杆力需要2.2秒。

考虑工程误差，并结合试飞行员建议再次配平所用时间不大于2.5秒，故确定升降舵调整片配平速度为0.2度/秒～0.75度/秒。

3升降舵调整片一次自动配平范围设计

升降舵调整片采用步进式配平舵机控制，根据空速的变化对应调整片的效率的变化情况，并考虑工程误差，暂定升降舵调整片一次自动配平范围为度(为自动飞行控制系统接通时升降舵调整片位置)，后续结合试飞情况调整。

4升降舵调整片自动配平系统构型设计

升降舵调整片自动配平系统构型图见附图2。

升降舵调整片自动配平系统由力传感器力上、力传感器下、配平伺服放大器和配平舵机组成。

配平伺服放大器主要功用：

a)接收飞机工作电源；

b)给力传感器力上、力传感器力下和配平舵机提供工作电源；

c)接收自动飞行控制系统的接通、断开和飞机指示空速信号信号；

d)接收力传感器力上和力传感器力下的力测量信号；

e)接收配平舵机位置信号；

f)进行自动配平控制律计算，得出配平舵机控制指令

g)伺服驱动配平舵机动作。

力传感器力上和力传感器下主要勇于测量升降舵机到人工飞行操纵系统耦合机构间的力。

配平舵机主要功用：

a)给配平伺服放大器和座舱仪表显示系统提供配平舵机位置信号；

b)接收配平伺服放大器的控制指令，带动升降舵调整片上下偏转。

5试飞修正及验证

经试飞验证，发现随空速的变换对应调整片的效率也在不断发生变化，自动配平的步长采用固定值度，很难保证在自动飞行控制系统控制飞机所有飞行剖面上有较好的配平效果。

为了取得更好的配平效果，决定将自动配平的固定步长改为随指示空速变化而变化的步长方法，通过大量试飞数据，分析所有状态的中指示空速与升降度调整片配平时位置关系，拟合出自动配平步长与指示空速的关系，见公式1-1。

$\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}=K_1-K_2(V-320)\\ V_{\min }\≤V\≤V_{\max }\end{array}---(1-1)$

式中：为自动配平步长，K₁为自动配平步长常值系数，K₂为自动配平步长指示空速补偿系数，V为当前飞机的指示空速，V_min为自动飞行控制系统最小使用指示空速，V_max为自动飞行控制系统最大使用指示空速。

自动配平步长与空速的关系公式再通过数学仿真和空中试飞，不断优化系数，在自动飞行控制系统指示空速飞行剖面内的配平效果达到最佳状态下，确定了K₁＝0.5，K₂＝0.0007。

Claims (1)

1.一种飞机升降舵调整片自动配平方法，其特征是，包括以下步骤：

第一步：升降舵调整片自动配平系统上电，配平舵机将升降舵调整片位置信号提供给配平伺服放大器，并提供给座舱仪表显示系统进行实时显示；力传感器上和力传感器下将升降舵机到耦合机构间的力测量信号提供给配平伺服放大器；

第二步：自动飞行控制系统接通工作，则进行第三步；否则不进行自动配平工作；

第三步：如果自动飞行控制系统给升降舵调整片自动配平系统“自动飞行控制系统接通信号”和飞机指示空速信号，则进行第四步；

第四步：配平伺服放大器判定力传感器上和下的力测量信号值大于阈值A，且时间维持大于阈值B秒，则进行第五步；小于阈值A，且时间维持大于阈值B秒，则进行第七步；否则进行第九步；

第五步：配平伺服放大器将飞机指示空速和升降舵调整片位置代入 $\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}=K_1-K_2(V-V_{\min })$ 和 ${\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}^{\′}={\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}$ 公式，计算出配平舵机动作步长，控制配平舵机带动升降舵调整片向上偏转，再进行第六步；

式中：为自动配平步长，K₁为自动配平步长常值系数，K₂为自动配平步长指示空速补偿系数，V为当前飞机的指示空速，V_min为自动飞行控制系统最小使用指示空速，V_max为自动飞行控制系统最大使用指示空速，V_min≤V≤V_max；

第六步：升降舵调整片向上偏转，力传感器上和下的力测量信号差的绝对值减小，若力测量信号差的绝对值小于阈值A，则进行第九步；否则进行第五步；

第七步：配平伺服放大器将飞机指示空速和升降舵调整片位置代入 $\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}=K_1-K_2(V-V_{\min })$ 和 ${\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}^{\′}={\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}+\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{{\mathrm{\τ}}_z}$ 公式，计算出配平舵机动作步长，控制配平舵机带动升降舵调整片向下偏转，则进行第八步；

第八步：升降舵调整片向下偏转，力传感器上和下的力测量信号差的绝对值减小，若力测量信号差的绝对值小于阈值A，则进行第九步；否则进行第七步；

第九步：完成自动配平，舵机不再动作。