CN106697263B - 一种滚转副翼反效控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种滚转副翼反效控制方法。本发明在已有的横向控制律基础上，基于飞行速度通过副翼偏转角度与滚转角速率的气动特性，结合驾驶杆或驾驶盘横向位移指令，滚转指令梯度，实际滚转角速率反馈信号进行运算，实现滚转副翼反效控制功能。本发明在压驾驶杆或驾驶盘操纵飞机滚转过程中实现驾驶杆或驾驶盘与滚转角速率单调对应关系，避免空行程操纵出现，不仅很好地减轻了飞行员负担，而且极大地提高了滚转操纵特性。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的横向控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。

Description

一种滚转副翼反效控制方法

技术领域

本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种滚转副翼反效控制方法。

背景技术

现代高性能飞机普遍采用电传飞行控制技术，横向通过压驾驶杆(或驾驶盘)产生期望的滚转角速率，结合实际滚转角速率反馈信号共同指令副翼偏转，实现飞机滚转运动。飞行员期望飞机以小的滚转角速率进行滚转时，通过小量压驾驶杆(或驾驶盘)操纵，飞行员期望飞机以中等角速率进行滚转，通过中等程度压驾驶杆(或驾驶盘)操纵，若希望飞机以最大滚转角速率快速滚转，则会满压驾驶杆(或驾驶盘)操纵。为了实现无空行程操纵，驾驶杆(或驾驶盘)横向位移量与副翼偏度单调对应，但是副翼不是始终都是最大偏度对应最大滚转角速率，在小于某个飞行速度时副翼最大偏度对应实际飞行速度下的最大滚转角速率，随着飞行速度增加，在气动弹性变形影响下，副翼最大偏度对应的最大滚转角速率逐渐减小直到零，此时即使飞行员满压驾驶杆(或驾驶盘)操纵飞机也无滚转响应。当飞行速度大于反效速度后，满压驾驶杆(或驾驶盘)飞机会反方向滚转，这与飞行员的期望相反，也不符合操纵习惯，是飞行员无法接受的，也是控制律设计时必须避免的。当飞行速度超过反效速度，不仅副翼在最大偏度时出现反效，随着飞行速度继续增加，副翼反效的偏度越来越小，此时飞行员不满压杆(或驾驶盘)操纵，飞机也会产生副翼反效运动。当副翼从中立位置开始偏转过程中必然存在某一个偏度使飞机在该飞行速度下实现最大滚转角速率。虽然飞行员知道副翼反效现象，但不容易掌握驾驶杆(或驾驶盘)操纵量，必须在飞机出现副翼反效现象后，反复增大或减小操纵量寻找该速度下的最大滚转角速率进行快速滚转，极大地增加了飞行员负担。

当前国内对于副翼反效控制的处理办法是基于某一飞行速度对副翼实际偏度进行强制限制，即当飞行速度大于或等于该速度时，无论飞行员操纵驾驶杆(或驾驶盘)的位移量是多少，即使满压驾驶杆(或驾驶盘)都使副翼偏度不超过该限制值，这种方法虽然能够避免副翼反效现象，但是没有解决大速度飞行时飞行员轻松准确地实现最大滚转角速率操纵飞机。强制限制副翼偏度不超过某一固定值必然产生空行程操纵，即部分压驾驶杆(或驾驶盘)操纵时飞机就达到该速度下的最大滚转角速率，继续增大驾驶杆(或驾驶盘)横向输入量直到满杆，飞机的滚转角速率也不会增加，且该副翼强制限制值为反效速度和最大速度之间的某一飞行速度下最大滚转角速率对应的副翼偏度，超过该飞行速度的状态仍然存在最大滚转角速率不是满压驾驶杆(或驾驶盘)对应的值，低于该飞行速度的状态不仅存在空行程操纵，而且还会牺牲掉一部分滚转能力。

因此在横向控制律设计时必须对大速度飞行时副翼效率降低以及副翼反效现象进行全面分析，并建立改善大速度飞行时滚转控制方法，使大速度飞行时滚转控制实现驾驶杆(或驾驶盘)横向位移与滚转角速率单调递增对应关系，在全包线内任何飞行速度下驾驶杆(或驾驶盘)横向最大输入始终实现该速度下的最大滚转速率。

发明内容

本发明的目的是：提供一种飞机在大速度飞行时滚转操纵过程中，驾驶杆(或驾驶盘)横向位移与滚转角速率单调递增关系且无空行程操纵，提高副翼反效控制性能。

本发明的技术方案是：一种滚转副翼反效控制方法，所述滚转副翼反效控制方法包括飞行速度确定和前向增益计算，飞行速度确定包括副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度，副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度及飞机最大飞行速度，前向增益计算包括驾驶杆或驾驶盘的横向位移，滚转指令梯度，滚转角速率反馈信号，副翼偏度，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度V₁：根据风洞试验数据或经过飞行修正后的试验数据，建立飞机全量运动数值模型，设置副翼偏度为最大值δ_amax，根据横航向控制律中的副翼方向舵交联关系设置方向舵偏度，飞行速度V由最小值开始间隔5～10公里为一个速度点进行数值计算，当V增大到一定值时，由于机翼弹性变形影响，使滚转角速率由最大值ω_xmax开始减小，该速度为V₁；

步骤二、确定副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度V₂：在步骤一中继续增大V，由于机翼弹性变形影响加剧，当V增大到某一数值时，滚转角速率ω_x＝0，该速度为V₂；

步骤三、确定步骤二中飞行速度下飞机实现最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V₂不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V₂下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤四、确定飞机最大飞行速度V_max：由强度专业根据飞机机体结构能够承受的最大载荷给出飞机最大飞行速度；

步骤五、确定步骤四中飞行速度下的最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V_max不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V_max下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤六、确定步骤一，步骤二和步骤四中飞行速度时的前向增益K_R0:由推导得到分别取δ_a为步骤一的δ_amax，步骤三的和步骤五的分别取ω_x为步骤一，步骤三和步骤五的ω_xmax，分别取为步骤一中V₁对应的反馈增益，步骤二中V₂对应的反馈增益和步骤四中V_max对应的反馈增益，取ω_{x_cmd}为最大期望滚转角速率指令ω_{x_cmd_max}，带入上述公式中计算前向增益值。

本发明的优点是：本发明在已有的横向控制律基础上，基于飞行速度通过副翼偏转角度与滚转角速率的气动特性，结合驾驶杆或驾驶盘横向位移指令，滚转指令梯度，实际滚转角速率反馈信号进行运算，实现滚转副翼反效控制功能。本发明在压驾驶杆或驾驶盘操纵飞机滚转过程中实现驾驶杆或驾驶盘与滚转角速率单调对应关系，避免空行程操纵出现，不仅很好地减轻了飞行员负担，而且极大地提高了滚转操纵特性。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的横向控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。

附图说明

图1是飞机横向控制律示意图；

其中：

X_a是驾驶杆(或驾驶盘)横向位移信号

ω_{x_cmd}是滚转角速率指令

K_R0是前向增益

ω_x是飞机滚转角速率信号

是滚转角速率信号反馈增益

δ_a是副翼偏度

图2是副翼最大偏度下滚转角速率与速度对应关系示意图；

其中：

ω_xmax是最大滚转角速率

V₁是副翼最大偏度实现最大滚转角速率对应的速度值

V₂是副翼最大偏度实现零滚转角速率对应的速度值

V是飞行速度

图3是V₂速度下副翼偏度与滚转角速率的对应关系示意图；

其中：

ω_xmax是最大滚转角速率

是V₂速度下最大滚转角速率对应的副翼偏度

δ_amax是副翼最大偏度

δ_a是副翼偏度

图4是飞机强度允许最大速度V_max下副翼偏度与滚转角速率的对应关系示意图；

其中：

ω_xmax是最大滚转角速率

是V_max速度下最大滚转角速率对应的副翼偏度

是V_max速度下零滚转角速率对应的副翼偏度

δ_amax是副翼最大偏度

δ_a是副翼偏度

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图4。

本发明的原理是：副翼偏度的大小决定了飞机滚转的快慢，飞行员通过驾驶杆(或驾驶盘)横向操纵结合横向控制律实现副翼的偏转。在小速度飞行时，副翼偏度越大飞机滚转越快，飞机滚转角速率与副翼偏度成单调递增关系，而大于某一速度飞行时，最大滚转角速率对应副翼某一偏度，该偏度小于最大偏度值，随着飞行速度的增加，最大滚转角速率对应的副翼偏度逐渐减小直到飞机强度限制的最大飞行速度对应的最大滚转角速率。在每一个飞行速度滚转角速率与驾驶杆(或驾驶盘)位移均具有单调递增关系，小量压驾驶杆(或驾驶盘)操纵时飞机滚转较慢，而满压驾驶杆(或驾驶盘)操纵时飞机滚转最快，且操纵过程不出现空行程现象。据此确定飞行速度和前向增益算法，通过飞行速度与最大滚转角速率对应的副翼偏度，基于驾驶杆(或驾驶盘)横向最大位移结合横向控制律共同确定前向增益数值。

本发明的思路是：首先确定全包线内副翼最大偏度实现最大滚转角速率对应的飞行速度，然后确定副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度，以及该速度下最大滚转角速率对应的副翼偏度，最后确定飞机强度允许最大飞行速度下的最大滚转角速率对应的副翼偏度。结合驾驶杆(或驾驶盘)横向最大位移，滚转指令梯度，横向增稳控制律，按照单调递增且无空行程原则计算不同飞行速度下的前向增益参数。

本发明的具体内容是：一种滚转副翼反效控制方法，所述滚转副翼反效控制方法包括飞行速度确定和前向增益计算，飞行速度确定包括副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度，副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度及飞机最大飞行速度，前向增益计算包括驾驶杆或驾驶盘的横向位移，滚转指令梯度，滚转角速率反馈信号，副翼偏度，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度V₁：根据风洞试验数据或经过飞行修正后的试验数据，建立飞机全量运动数值模型，设置副翼偏度为最大值δ_amax，根据横航向控制律中的副翼方向舵交联关系设置方向舵偏度，飞行速度V由最小值开始间隔5～10公里为一个速度点进行数值计算，当V增大到一定值时，由于机翼弹性变形影响，使滚转角速率由最大值ω_xmax开始减小，该速度为V₁；

步骤二、确定副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度V₂：在步骤一中继续增大V，由于机翼弹性变形影响加剧，当V增大到某一数值时，滚转角速率ω_x＝0，该速度为V₂；

步骤三、确定步骤二中飞行速度下飞机实现最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V₂不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V₂下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤四、确定飞机最大飞行速度V_max：由强度专业根据飞机机体结构能够承受的最大载荷给出飞机最大飞行速度；

步骤五、确定步骤四中飞行速度下的最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V_max不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V_max下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤六、确定步骤一，步骤二和步骤四中飞行速度时的前向增益K_R0:由推导得到分别取δ_a为步骤一的δ_amax，步骤三的和步骤五的分别取ω_x为步骤一，步骤三和步骤五的ω_xmax，分别取为步骤一中V₁对应的反馈增益，步骤二中V₂对应的反馈增益和步骤四中V_max对应的反馈增益，取ω_{x_cmd}为最大期望滚转角速率指令ω_{x_cmd_max}，带入上述公式中计算前向增益值。

实施例:

以某型飞机滚转控制为例，计算过程中所用到得飞机数据有：飞机重量21000kg，飞行表速为300km/h到1350km/h，副翼最大偏度为20°，驾驶杆横向最大位移60mm，滚转指令成型采用抛物线形式，60mm对应150°/s滚转角速率指令。

步骤一、根据风洞试验数据建立飞机全量六自由度运动数值模型，从表速300km/h到1350km/h的不同飞行状态均设置副翼偏度为20°，按照已经完成的横航向控制律中的副翼和方向舵交联增益乘以20得到方向舵偏度，方向舵偏度随着飞行速度变化而变化，按照飞行速度间隔10km为一个速度点进行计算，当表速为650km/h时，滚转角速率达到最大ω_xmax＝115°/s,确定V₁＝650km/h。由于弹性变形导致飞机滚转效率降低甚至反效，有的飞机基于表速表示，有的飞机基于马赫数表示，有的飞机基于真空速表示，有的飞机通过动压或动压结合静压表示，这些是不同的表示方式，但表速，真空速，马赫数，动压，动压及静压之间存在确定的对应关系，完全可以相互转换。

步骤二、继续按照每10km/h增加表速，按照步骤一计算，当表速900km/h时，飞机滚转角速率ω_x＝0，确定V₂＝900km/h。

步骤三、保持表速900km/h不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2°为一个副翼偏度进行数值计算，当副翼偏度δ_a＝14.6°时ω_x＝150°/s，当副翼偏度δ_a＝14.8°时ω_x＝144.6°/s，因此表速900km/h对应最大滚转角速率ω_xmax＝150°/s的副翼偏度为

步骤四、飞机最大飞行表速V_max＝1350km/h。

步骤五、保持表速1350km/h不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2°为一个副翼偏度进行数值计算，当副翼偏度δ_a＝7.6°时ω_x＝52.5°/s，当副翼偏度δ_a＝7.8°时ω_x＝49.6°/s，因此表速1350km/h对应最大滚转角速率ω_xmax＝52.5°/s的副翼偏度为

步骤六、最大横向操纵位移产生最大150°/s的滚转角速率指令，表速650km/h的ω_xmax＝115°/s，表速900km/h的ω_xmax＝150°/s，表速1350km/h的ω_xmax＝52.5°/s，有的飞机横向增稳控制律除了滚转角速率反馈信号外，还有侧向过载反馈信号，基于这种横向增稳控制律结构，计算前向增益参数时必须增加侧向过载反馈支路对于副翼偏度的影响。

Claims (1)

1.一种滚转副翼反效控制方法，所述滚转副翼反效控制方法包括飞行速度确定和前向增益计算，飞行速度确定包括副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度，副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度及飞机最大飞行速度，前向增益计算包括驾驶杆或驾驶盘的横向位移，滚转指令梯度，滚转角速率反馈信号，副翼偏度，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、确定副翼最大偏度对应最大滚转角速率的飞行速度V₁：根据风洞试验数据或经过飞行修正后的试验数据，建立飞机全量运动数值模型，设置副翼偏度为最大值δ_amax，根据横航向控制律中的副翼方向舵交联关系设置方向舵偏度，飞行速度V由最小值开始间隔5～10公里为一个速度点进行数值计算，当V增大到一定值时，由于机翼弹性变形影响，使滚转角速率由最大值ω_xmax开始减小，该速度为V₁；

步骤二、确定副翼最大偏度对应零滚转角速率的飞行速度V₂：在步骤一中继续增大V，由于机翼弹性变形影响加剧，当V增大到某一数值时，滚转角速率ω_x＝0，该速度为V₂；

步骤三、确定步骤二中飞行速度下飞机实现最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V₂不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V₂下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤四、确定飞机最大飞行速度V_max：由强度专业根据飞机机体结构能够承受的最大载荷给出飞机最大飞行速度；

步骤五、确定步骤四中飞行速度下的最大滚转角速率对应的副翼偏度保持速度V_max不变，副翼偏度δ_a由0开始间隔0.2～0.5度为一个副翼偏度进行数值计算，随着副翼偏度的增加滚转角速率先增加到最大值ω_xmax然后减小，因此在V_max下实现最大滚转角速率ω_xmax对应的副翼偏度为

步骤六、确定步骤一，步骤二和步骤四中飞行速度时的前向增益K_R0:由推导得到分别取δ_a为步骤一的δ_amax，步骤三的和步骤五的分别取ω_x为步骤一，步骤三和步骤五的ω_xmax，分别取为步骤一中V₁对应的反馈增益，步骤二中V₂对应的反馈增益和步骤四中V_max对应的反馈增益，取ω_{x_cmd}为最大期望滚转角速率指令ω_{x_cmd_max}，带入上述公式中计算前向增益值。