CN107783429A - 一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，其技术方案要点是：包括有飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块，还包括有模块控制逻辑/数据配置文件模块，所述模块控制逻辑/数据配置文件模块包括有用于在每个模块接入前判断其是否满足接入条件、在其接入时判断其是否与当前运行模块有矛盾，并在当前运行的模块退出前判断是否需要接入其它模块的控制逻辑模块，以及对所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块的控制率进行描述的数据配置模块，达到了自动飞行控制仿真系统的通用性设计。

Description

一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统
技术领域
本发明属于自动飞行控制领域，更具体地说，它涉及一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统。
背景技术
典型的飞行控制系统由三个反馈回路组成：舵回路、稳定回路和制导回路。
其中，舵回路是为了改善舵机的性能，以满足飞行控制系统的要求，通常是将舵机的输出反馈到输入端，形成负反馈回路(又称为伺服回路)的随动系统(或称伺服系统)。如果，在舵回路的基础上增加测量飞机姿态信息的测量部件，则两者即构成自动驾驶仪。
基于自动驾驶仪去操控被控对象，即是稳定回路，这个稳定回路可以稳定和控制飞机的飞行姿态。
在稳定回路中增加测量飞机重心位置的测量部件以及描述飞机空间位置几何关系的运动学环节，就构成了一个典型的飞行控制系统，换句话说，经典的飞行控制系统包括四部分组成：阻尼器、增稳系统、控制增稳系统以及自动驾驶仪，其中阻尼器的主要作用是改善飞机的角运动的品质；增稳系统的主要作用体现在当飞机出现大迎角飞行时改善飞行的稳定性的；控制增稳系统的主要作用是弥补被增稳系统牺牲掉的操纵灵敏性，在提高飞机的阻尼比和稳定性的基础上同时解决操作指令的非线性误差问题；自动驾驶仪的主要作用则是帮助飞行员控制和稳定飞机的姿态角。
自动飞行控制系统是在上述飞行控制系统的基础上添加上航迹保持和选择的功能模块，形成的一个完整的帮助飞行员完成飞行控制指令输出的系统，这个自动飞行控制系统不仅适用于真实飞机，也可以应用于飞行模拟器上，去代替驾驶员操纵飞行模拟器完成各样飞行任务，即仿真自动飞行控制系统。
现有技术中，涉及民用或者军用的飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统的设计，有两种常用方式：
第一种：基于机载飞控计算机的实现，这种方式是指：将机载计算机直接进行人工参数调整，但是，机载计算机的核心控制律算法是制造商严格把控的，一般情况下是无法获取的，这使得参数调整的过程只能通过不断的在机载计算机的控制律外进行修正，即不断的把控制参数通过握手协议传输至机载计算机内，在外部调整至得到满足控制品质的输出，这使得整个调参的过程很被动，并且，机载计算机面向的是单一架次的一台真实飞行器，而飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统的控制对象则是一个基于飞行动力学建立的虚拟的动力学模型，这个模型无论采用何种建模方式，也无法完全吻合于真实的飞行器，而且，这个虚拟被控对象是不具备惯性环节的，因而，用于控制真实飞行器的机载计算在控制虚拟被控对象时，存在许多精度不满足的问题，此外，机载计算机的价格一般在几十万，高昂的成本不利于推动飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统的研发。
第二种：借助获取的飞机的设计资料，通过软件去复现真实的飞行控制过程，从而实现自控飞行控制系统的全数字化仿真，并将这个仿真的数字信号输入至虚拟控制对象的飞控系统中，得到一个可以应用于控制飞行的模拟信号，第二种方法与第一种方法类似，也需要投入几十万购买飞机的真实设计资料，并且，虚拟对象与真实飞机之间的模型差异也还是会影响控制精度。
以上两种方法，无论哪种，都需要依赖一个无限贴近真实飞机的被控对象的建模，否则控制的响应速度和控制品质都会受到影响，调整参数的过程盲目且繁琐，并且，这样建立的飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统是面向一个架次的飞机的设计，每更换一次被控对象，则这个飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统也要随之重新建立；由于每个机型、不同功用、不同领域的飞机所需的控制模块是不同的，比如民用客机的自动飞行控制仿真系统需要包括：飞行指引系统、自动驾驶仪系统、自动油门系统、自动配平系统以及偏航阻尼器系统，而一些对飞行精度要求不高飞机的自动飞行控制仿真系统则只需要包括：自动油门系统、自动驾驶仪系统等基础系统即可。
有鉴于此，飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统不具备通用性。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种通用飞行模拟器的自动飞行控制仿真系统，其通过建立各个飞行模态的通用控制率并配置相应的逻辑控制模块和数据配置模块，实现一个仿真系统适合于多种飞行模拟器的自动飞行控制。
为实现上述目的，本发明提供了如下技术方案：一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，包括有飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块，还包括有模块控制逻辑/数据配置文件模块，所述模块控制逻辑/数据配置文件模块包括有用于在每个模块接入前判断其是否满足接入条件、在其接入时判断其是否与当前运行模块有矛盾，并在当前运行的模块退出前判断是否需要接入其它模块的控制逻辑模块，以及对所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块的控制率进行描述的数据配置模块。
优选地，所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块以及模块控制逻辑/数据配置文件模块均为基于MATLAB/Simulink的设计、并以对应的C代码封装所形成的DLL动态链接库和头文件。
优选地，所述模块控制逻辑/数据配置文件模块中包括用于抑制各个模块之间切换而引起的舵面跳变的淡化平稳环节，其工作过程为：当即将进入控制状态的控制模块与其接入条件的关系匹配时，首先判断即将进入控制状态的控制模块与当前处于控制状态的控制模块之间不存在逻辑矛盾，在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节
本发明的第二个目的在于提供一种飞行模拟器自动飞行控制仿真系统的设计方法，以实现多种机型的模拟飞控系统仿真的敏捷设计。
本发明的第二个发明目的是通过如下技术方案实现的：一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统的设计方法，包括有如下步骤：
步骤一，参考所有类型的飞机所囊括的飞行控制模块，建立七个控制模块，即飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块和模块控制逻辑/数据配置文件模块；
步骤二，基于MATLAB/Simulink设计各控制模块对应的控制律算法，并存储至对应的数据配置模块；
步骤三，基于MATLAB/Simulink/RTW的代码生成并导出各控制律算法所对应的C代码；
步骤四，基于仿真用飞机的类型，选取所需的控制模块并调用相应的C代码。
进一步地，在步骤一，建立的所述模块控制逻辑/数据配置文件模块中包括用于实现各控制模块切换的逻辑控制模块，
所述的逻辑控制模块的控制方法为：
a、当即将进入控制状态的控制模块与其接入条件的关系匹配时，进入步骤b；
b、即将进入控制状态的控制模块与当前处于控制状态的控制模块之间不存在逻辑矛盾，进入步骤三；
步骤三，在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节
通过采用上述技术方案，所述的七个控制模块，可以涵盖绝大部分飞行模拟器控制系统设计时需要的控制模块，在实际设计自动飞行控制仿真系统时，可以根据被控对象的控制要求选择调用需要的模块，然后配置相关的数据文件，通过一条C语言语句即可方便调用所述的七个控制模块中的至少一个模块控制律对应的C代码，而无需再编写、添加需要用的控制律，并且，当控制律需要改动时，只需修改Simulink下的控制框图并重新生成C语言代码；并且，所述的七个控制模块的控制律的核心算法已知，这样，在后续调整参数的过程中，可以对相应的参数直接调整，可以大大简化调参过程；此外，由于所有的模块采用C语言文件作为输出，因而，所述七个模块的控制律描述文件压缩至一个很小的值，在此基础上建立的飞行模拟器自动飞行控制仿真系统的仿真运行速度会很高；并且，采用VC开发工具进行控制律的C代码的封装，各个模块的对应文件被进一步压缩，在此基础上建立的飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，后续仿真运行的速度会被进一步提高；此外，由于飞机在飞行过程中，所述的飞行模拟器自动飞行控制仿真系统需要根据控制的需要切换至不同的控制模块，可以看做是不同的控制律的切换，而每个模块的控制律千差万别，在切换过程中很容易出现由于模块转换而引起的舵面的跳变，以及由此引发的飞行器的法相过载突变，尤其是在待切换的两个控制律模型之间存在较大的结构差异时，直接进行模块切换会导致控制过程产生较大的波动，而通过将淡化环节与即将退出控制的模块的控制律的输出相乘，可以淡化即将被切换的控制模块的退出过程，并同时对即将接入的控制模块的控制律做相同处理，以淡化即将接入的控制模块的进入过程，可以达到很好的顺便抑制效果，引入这个环节，可以防止两个模块的切换过程中舵机出现舵面跳动，实际使用中只需通过实验调整参数a来获得需要的控制模块转换顺变过程。
附图说明
图1为本发明通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统设计方法实施例1的系统结构框图；
图2为飞行指引模块下的指引俯仰内回路图；
图3为高度获得模式的控制律框图；
图4为高度保持模式控制律框图；
图5为下滑道模式控制律框图；
图6为横滚指引内回路图；
图7为VOR模式的控制律框图；
图8为LOC模式控制律框图；
图9为纵向/横向自动驾驶仪控制律框图；
图10为自动油门模型的输入输出关系图；
图11为侧向导航模态控制律图；
图12为自动配平模块的俯仰配平的控制律图；
图13为淡化平稳处理基本原理框图。
具体实施方式
参照图1至图13对本发明通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统设计方法实施例做进一步说明。
一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，包括如下步骤：
如图1所示的，根据各类型飞机所囊括的原始飞行控制模块，建立七个控制模块，即：飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块和模块控制逻辑/数据配置文件模块；
(1)飞行指引模块：飞行指引模块的设计分为纵向模块和横滚模块。其中，纵向模块主要包括五种飞行方式，即俯仰姿态保持模式(PITCH HOLD)、高度获得模式(ALT ACQ)、高度保持模式(ALT HOLD)、垂直速度模式(VERT SPD)、下滑道模式(G/S)以及高度层改变模式(LVL CHG)，这五种纵向模块均输出俯仰角指令(FD PITCH CMD)，俯仰角指令再进入指引俯仰内回路(俯仰指引内回路如图2所示)，经过处理后产生俯仰指令杆指令。
具体地，本实施例俯仰姿态保持模式的作用是保持接入该俯仰姿态保持模式时的俯仰角θ，直接将这个俯仰角θ加入至指引俯仰内回路中去，最终给出PITCH指引杆指令。
具体如图3所示，本实施例的高度获得模式属于对飞机的重心控制，在飞机的编队飞行、执行轰炸任务、远距离巡航及进场着陆时的初始阶段等都需要保持飞行高度的稳定，另外在舰载飞机执行雷达导航、自动着舰以及飞机进行地形跟随任务时等均需要高度控制。
具体如图4所示，本实施例高度保持模式的作用是保持在接入该模式前的瞬间保持飞机高度不变；由于，高度保持模式是高度获得模式退出时默认接入的下一控制模式，其自身存在较大的稳态误差，因而在此模式中引入积分环节，可以消除稳态误差对控制精度的影响。
另外，本实施例的垂直速度模式，有鉴于垂直速度通常用于使飞机高度改变、控制时间有严格要求的飞行任务阶段，一般情况下，需要与油门控制协调，垂直速度模式的控制律与高度保持模式的基本一致，因此也参照图4的控制律框图进行。
如图5所示，本实施例的下滑道模式是飞机自动着陆时必不可少的控制模式，该模式对于控制精度的要求比较高，所以采用了比例积分微分控制器(PID控制器)，以尽可能的消除GS偏差。
高度层改变模式：该模块包含两个子模块，即爬升模块和下降模块，当飞机当前高度低于目标高度时，通过爬升模块实现高度的改变，反之则通过下降模块实现高度的改变，飞机按照驾驶员在飞行方式控制面板上选择的速度自动爬升或者下降到预选高度上，该模块主要用于在保持恒定空速下改变飞机的飞行高度层。
另外，本实施例的横向模块主要包括四种飞行方式，即滚转姿态保持模式(ROLLHOLD)、航向保持/预选模式(HDG)、VOR导航模式(VOR)以及LOC导航模式(LOC)，这四种横滚模块均输出滚转角指令(FD ROLL CMD)，将这些指令引入指令横滚内回路进行限幅、限速和滤波处理，最终形成横滚指令杆指令。
如图6所示，本实施例滚转姿态保持模式的作用是保持接通此模式时，飞机的滚转角φ，或者由飞行员通过飞行控制板所设定的滚转角φ，并将这个滚转角φ直接引入图中所示的横滚指引内回路中，产生ROLL指引杆指令。
此外，本实施例的航向保持/预选模式：航向保持/预选回路可以实现航向的保持、给定功能，航向保持是将航向保持在此模块接通瞬间的航向值，航向给定是指驾驶员选定某一航向，利用此模块将飞机转到给定的航向上并保持在该航向上。
VOR导航模式：VOR即甚高频全向信标，在导航中它可以对飞机进行定位，或者进行区域导航，或者进行对飞机沿选定航路导航，这部分的控制律采用的是比例加积分控制，这一模式的控制律如图7所示。
LOC导航模式：LOC模式对飞机在自动着陆过程中的横侧向进行控制，使飞机始终位于跑道中心线上，次模式下控制器接受来自仪表着陆系统所提供的LOC偏差信号，对它进行处理，再形成滚转角指令，此模式的控制精度要求高，因而采用PID控制器，这一模式的控制律如图8所示。
(2)自动驾驶仪模块：自动驾驶仪的主要功能是能够将飞机保持在给定的参考姿态。那么，其控制原理如下：飞机偏离原始状态后，敏感元件感受到偏离的方向和大小，并输出相应信号，经放大计算处理后，操纵机构执行，使控制面偏转，其结果使飞机趋于原始状态；当飞机回到原始状态时，敏感元件输出信号为零，舵机以及与之相连接的舵面也回到原位，飞机重新按原始状态飞行。本实施例中自动驾驶仪模块分为纵向自动驾驶仪和横向自动驾驶仪两个控制模块，以下对这两个模块进行说明：
纵向自动驾驶仪：纵向驾驶仪的作用是稳定和控制飞机的俯仰角θ，它的控制舵面为飞机的升降舵，当飞机受到干扰或者有俯仰角指令输入时，它能够准确快速地消除干扰或者将俯仰角保持于期望值之上，其控制律为：这种控制方式引入了俯仰角一阶微分信号的比例式控制，可以提高阻尼并抑制震荡，这一模式的控制律如图9所示。
横向自动驾驶仪：横向自动驾驶仪的作用就是控制和稳定飞机的滚转角，它的控制舵面为飞机的副翼，其控制律的形式和纵向自动驾驶仪相同，如图9所示，为也是采用比例式控制律，同时还引入了滚转角的一阶微分信号，以提高阻尼，抑制振荡。
(3)结合图10和图11，本实施例的自动油门模块中自动油门通常用在控制飞机的速度上，它的主控信号是ΔV，即飞机给定速度和实际速度的差值，控制对象是发动机，即通过控制油门杆的角度(或位移)来控制发动机的推力，由于不同项目中的发动机的模型各不相同，因而，本发明采用的是一种简化的自动油门控制器,主控信号为速度控制器的输出信号ΔV，输出的控制信号为油门杆的移动速度Vs，在控制过程中，当速度控制器的输出信号ΔV＞0时，代表期望的速度小于目前飞行器的实际飞行速度，此时需要增大油门，从而增大油门杆的推力，所以应当增加油门杆的移动速度Vs；反之，当ΔV＜0时，表示期望速度大于实际速度，此时需要减小油门，减小油门杆的移动速度Vs，图11为速度控制器的输出信号ΔV和油门杆的移动速度Vs的关系，其中的k1和k2为两条直线的斜率，a和b为油门杆移动速度的上下限值，这四个参数可以根据用户的需要进行调整，这一模式的输入输出关系如图10所示。
(4)自动着陆模块：飞机在仪表着陆系统(ILS)的辅助配合下，飞机可以实现自动着陆功能，在自动着陆的过程中，飞机首先要截获LOC偏差信号和GS偏差信号，然后再跟踪LOC波束信号和GS波束信号，以消除偏差，为了提供系统的阻尼，改善系统的稳定性，同时提高系统的控制跟踪精度，同差对偏差信号应采用比例、积分和微分的PID控制器。在自动拉平过程，依据进行拉平轨迹的设计，通过对给定拉平高度，容许的接地速度和飞行速度，以及时间常数，完成飞机在拉平阶段的飞行距离就可以计算出来，需综合考虑降落跑道的参考因素。自动地面滑跑控制阶段，根据LOC波束偏差利用方向舵进行修正。
(5)自动导航模块：自动导航控制是一种航迹控制系统，是对飞机质心运动进行稳定和控制。导航系统提供飞机的姿态、航向、实时坐标位置、应飞航线、待飞距离和对应航迹线的偏离信号，自动飞行控制系统接受导航系统的输出信号，通过改变飞机的角运动引导飞机进入并稳定在预定的航线上。
自动导航模块主要垂直导航和侧向导航两个控制模态。其中：侧向导航控制系统通过副翼和方向舵两个通道控制飞机在水平面的航迹运动，这一模式的控制律如图11所示，它以偏航角控制系统和倾斜角控制系统为内回路，接受来自导航系统或飞行管理系统的指令信号。其中最为典型的方案是以副翼通道为主通道，以方向舵通道为辅助通道，后者起阻尼和协调转弯作用，通过副翼控制飞机转弯以便修正飞机的航迹；垂直导航控制指令作为自动驾驶仪控制律的输入，由于飞机在爬升或下降是有动能和势能的转化，所以为了保证飞行速度，自动或者手动控制油门也是非常必要的，因此该模态只能通用至前端模型，根据被控对象再做控制调整和设计。
(6)自动配平模块：平衡飞机的纵向力矩和驾驶杆的杆力是操纵飞机的基本要求。飞机飞行时，由于重心的变化和气动外形的变化都会导致力矩不平衡，影响飞机的正常飞行。为此需要对飞机进行配平，以消除不平衡力矩和稳态飞行时的驾驶杆力，俯仰配平使用最多，它常用的配平方式有调整片配平、调效机构配平和水平安定面配平，本方法中只建立用水平安定面进行俯仰配平的自动配平模型，这一模式的控制律如图12所示。
(7)模态控制逻辑/数据配置文件模块：飞行模态控制是设计系统的中枢，控制逻辑主要有三个功能：1，采集飞行方式控制面板上的信号并判断信号的合法性；2，完成控制律的调用；3，向各个显示终端输送飞行状态信息。一般有横向通道逻辑设计和纵向通道逻辑设计之分，给出一个一般性的判断原则：每种模态接入前首先判断是否满足该模态接入的条件；每种模态接入时，判断当前所运行模态是否与该模态有矛盾；当运行模态要退出时，判断是否需要接入其它模态，例如在航向选择模态结束后需要自动接入航向保持模态。
数据配置文件采用.XML文件的形式对每一个模态的控制律进行描述，描述的参数主要有，比例参数P、微分参数D、积分参数I、输出上限值fMax和输出下限值fMin。还要给出一般性的参数调整流程及建议，这一部分在后续给出具体说明。
(8)淡化平稳处理模块
七个控制模块之间的切换，可以视为不同控制律之间切换，虚拟飞行与真实飞行器的飞行时一样，经常需要在不同的飞行阶段采用不同的控制模态，当两个相互转换的模态对应的控制律之间的结构差异较大，即控制律内部的控制框图差异很大时，即将退出的模态在退出时会产生一个舵面跳变，并由此可能产生飞机的法向过载突变，即将进入控制状态的模态也是一样，这样的瞬变过程会产生一个较大的扰动和法向过载问题，因而需要采用一个淡化平稳的控制律，抑制两个相互转换的模态在切换时的瞬变产生的不利效果，本发明采用的是如图13所示的淡化平稳处理控制律，当控制律A切换至控制律B时，在A的退出过程中引入淡化环节将这个淡化环节与A的控制律进行相乘，使控制律A的退出过程淡化，同理，将淡化环节与即将进入控制状态的控制律B相乘，并给控制律B输入以单位脉冲信号，使控制律B平稳进入控制状态，这样，控制律A和控制律B之间的切换过程被平稳处理，可以收到很好的瞬变抑制效果，实际使用时，用户可以直接通过实验不断调整参数a的值以获得满足要求的模态转换瞬变过程，两个相互转换的模态对应的控制律之间的结构差异越大，淡化平稳处理环节的控制效果越明显。
以上是对本发明通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统设计方法中的所涉及的全部控制模块的控制律的设计过程，所涉及的公式以及符号，均为本领域技术人员根据公知常识可以理解和掌握的，因而无需给出详细的叙述。
根据上述的各个控制模块的控制律的设计思路，需要给出各个控制模块的控制律框图，本实施例采用的是控制领域常用软件MATLAB下的Simulink工具箱，利用Simulink自带的基本模块的调用，实现各个控制模块的控制律的设计，Simulink下自带RTW工具箱生成对应的C语言代码，这样做可以把各个控制模块的控制律转换成C语言描述，以方便后续根据使用需要调用其中的一个或者多个控制模块的控制律对应的C语言代码文件。
步骤二，在MATLAB/Simulink下参照图1至图12设计出各个模块的控制律算法，得到一个以MATLAB或Simulink中控制块表示的控制框图；
步骤三，利用MATLAB/Simulink/RTW的代码自动生成技术导出各个控制律的C代码；
步骤四，利用VC开发工具将所述的控制律的C代码进行封装，生成DLL动态链接库和相应的头文件。
各个控制律的C语言代码文件在VC开发工具进行封装，是将各个模块对应的控制律模块化，在后续调用过程中，调用是以模块为单位进行整体的调用，可以简化调用过程，并且，封装后的各个控制律对应的模块文件的占位空间会进一步压缩，对于后续将各个控制律对应的模块文件调用至控制系统时的仿真速度有很明显的提高。
封装后的各个控制律被模块化，对于后续调用时根据实际使用需求进行参数调整造成一定的干扰，因而在模块控制逻辑/数据配置文件模块中对应建立所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块以及模块控制逻辑/数据配置文件模块的参数调整建议文件，并以XML格式给出，后续调用时，参数调整建议文件是与控制律文件是对应的，使用中可以根据XML格式文档中对于控制模块的描述以及给出的参数调整建议进行调参，从而简化调参的过程。
其中参数调整建议叙述如下：PID参数调整时，从小至大的顺序查找最佳的参数；先对比例环节进行调参，再调整积分环节，最后在对微分环节进行调整；当出现曲线多次振荡时，将比例度盘调大；当出现曲线漂浮时，将比例度盘调小；当曲线偏离后出现缓慢回复时，将积分时间调整至较低值；当曲线的波动周期过程，则需要将积分时间延长；当曲线振荡频率过高，则应当将微分时间调小；当曲线振荡的幅值大而波动缓慢时，应当将微分时间加长；理想的曲线应当具有前高后低的两个波，且两个波的幅值比为前比后为4比1。
(2)纵向自动驾驶仪调参指南：
Kp:误差信号增益，增大它，可以迅速消除误差，但过大时会出现严重的超调或震荡，建议调参范围为[1 30]deg；
Kd:微分信号增益，它主要调节控制律算法的阻尼特性，起到抑制超调的作用，建议调参范围为[0.01 25]deg；
PitchCmdLimit_Bottom:输入俯仰指令下界，根据具体需求设定，建议调参范围为[-30-5]deg；
PitchCmdLimit_Top:输入俯仰指令上界，根据具体需求设定，建议调参范围为[5 30]deg；
PitchAngleRateFilter_T:俯仰角速率信号滤波器的时间常数，主要是起到剔除速率信号中毛刺信号，建议调参范围[1 2.5]deg；ElevatorCMD_OUTFilter_T:输出信号滤波器的时间常数,越大时输出越平滑，过大会影响响应速度，建议调参范围[0.001 1.5]deg；ElevatorCMDLimit_Bottom:输出信号下界，根据具体需求设定，一般应大于升降舵偏转角的最小值，建议调参范围[-30 -5]deg；ElevatorCMDLimit_Top:输出信号上界，根据具体需求设定，一般应小于升降舵偏转角的最大值，建议调参范围[5 30]deg。
(3)横向自动驾驶仪调参指南：
Kp:误差增益，增大它，可以迅速消除误差，但过大时会出现严重的超调或震荡，建议调参范围为[1 20]deg；
Kd:微分信号增益，它主要调节控制律算法的阻尼特性，起到抑制超调的作用，建议调参范围为[0.1 10]deg；
KAileronGain:输出的副翼指令增益，建议调参范围为[1 10]deg
RollCmdLimitBottom:输入滚转指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-20 -5]deg；
RollCmdLimitTop:输入滚转指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 25]deg；
RollAngleRateFilter_T:滚转角速率滤波器时间常数，剔除滚转角速率信号中毛刺信号，建议调参范围为[1 2.5]deg；
AileronCMD_OUTFilter_T:输出副翼输出指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001 1.5]deg；
AileronCMDLimitBottom:输出副翼输出指令下界，根据需求设定，一般应大于升副翼偏转角的最小值，建议调参范围[-30 -5]deg；AileronCMDLimitTop:输出副翼输出上界，根据需求设定，一般应小于副翼偏转角的最大值，建议调参范围[10 30]deg。
(4)航向选择模块调参指南：
PsiAngleFilter_T:偏航角信号滤波器时间常数，主要起到剔除偏航角信号中的毛刺信号,使输入信号平滑，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；TrueAirSpeedFilter_T:真空速信息滤波器时间常数，主要起到剔除真空速信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；OutPut_ROLLCMD_Filter_T:输出滚转指令信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001 1.5]deg；
OutPut_ROLLCMDLimitBottom:输出滚转指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_ROLLCMDLimitTop:输出滚转指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 30]deg。
(5)高度预选模式调参指南：
Kp:比例增益，建议调参范围为[1 20]deg；
SensorALT_Filter_T:输入高度信号滤波器时间常数，剔除高度信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；VerticalSPD_Filter_T:输入垂直速度信号滤波器时间常数，剔除垂直速度信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；VerticalSPD_Gain:垂直速度增益，即微分增益，建议调参范围为[0.0110]deg；
OutPut_PitchCMD_Filter_T:输出俯仰指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitBottom:输出俯仰指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitTop:输出俯仰指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[530]deg。
(6)垂直速度模式调参指南：
Kp:比例增益，增大它，可以迅速消除误差，但过大时会出现严重的超调或震荡，建议调参范围为[1 20]deg；
Ki:积分增益，减小稳态误差，建议调参范围为[0.01 5]deg；SensorVertical_Filter_T:垂直速度信号滤波器时间常数，一般小于2，剔除垂直速度信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；
OutPut_PitchCMD_Filter_T:输出俯仰指令滤波器时间常数，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitBottom:输出俯仰指令信号上界，根据需求设定，建议调参范围为[-20 -5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitTop:输出俯仰指令信号下界，根据需求设定，建议调参范围为[5 25]deg。
(7)LOC模式调参指南：Kp:比例增益，建议调参范围为[1 20]deg；
Ki:积分增益，建议调参范围为[0.01 5]deg；
LocDev_Filter_T:输入LOC偏差信号滤波器时间常数，剔除毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_RollCMD_Filter_T:输出滚转指令滤波器时间常数，剔除毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_RollCMDLimitBottom:输出滚转指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_RollCMDLimitTop:输出滚转指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 30]deg。
(8)GS模式调参指南：Kp:比例增益，建议调参范围为[1 15]deg；
Ki:积分增益，建议调参范围为[0.01 5]deg；
Kd:微分增益，建议调参范围为[0.1 10]deg；
GS_Dev_Filter_T:输入GS偏差信号滤波器时间常数，剔除毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_PitchCMD_Filter_T:输出俯仰指令滤波器时间常数，剔除毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitBottom:输出俯仰指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitTop:输出俯仰指令上界，根据需求设定。建议调参范围为[530]deg。
(9)自动着陆模式拉平子模式调参指南：
RadioHeightGain:无线电高度信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
VerticalSpdFilter_T:垂直速度信号滤波器时间常数，剔除毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
DecisionHeight:拉平起始高度(也叫决断高度)，一般为30米，可以根据具体的机型进行设定；
OutPitchCMD_Filter_T:输出俯仰指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitBottom:输出俯仰指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_PitchCMDLimitTop:输出俯仰指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[530]deg。
(10)飞行指引纵向公共回路参数调整指南：
PitchCMD_LowBound:输入俯仰指令信号下界，根据需求设定，建议调参范围为[-10 -5]deg；
PitchCMD_UpBound:输入俯仰指令信号上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 20]deg；
PitchCMD_Filter_T:输入俯仰指令信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
PitchAngle_Gain:输入俯仰角信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
PitchAngle_Filter_T:输入俯仰角信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
PitchAngleRate_Filter_T:输入俯仰角速率滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
PitchAngleRate_Gain:输入俯仰角速率增益，即微分增益，建议调参范围为[0.1 10]deg；
Out_BarCMDFilter_T:输出俯仰指令杆指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
BarCmd_Pitch_LowBound:输出俯仰指令杆指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
BarCmd_Pitch_UpBound:输出俯仰指令杆指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[530]deg。
(11)飞行指引横向公共回路参数调整指南：
RollCMD_LowBound:输入滚转指令信号下界，根据需求设定，建议调参范围为[-10 -5]deg；
RollCMD_UpBound:输入滚转指令信号上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 10]deg；
RollCMD_Filter_T:输入滚转指令信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；
RollAngle_Gain:输入滚转角信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
RollAngle_Filter_T:输入滚转角信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
RollAngleRate_Filter_T:输入滚转角速率滤波器时间常数，建议调参范围为[0.012.5]deg；
RollAngleRate_Gain:输入滚转角速率增益，即微分增益，建议调参范围为[0.001 10]deg；
Out_BarCMDFilter_T:输出滚转指令杆指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.0012.5]deg；
BarCmd_Roll_LowBound:输出滚转指令杆指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
BarCmd_Roll_UpBound:输出滚转指令杆指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[530]deg。
(12)自动油门模式参数调整指南：
ThrottleSpd_Threshold_a:当输入信号大于Threshold_X1时，输出为ThrottleSpd_Threshold_a ThrottleSpd_Threshold_b；当输入信号小于Threshold_X2时，输出为ThrottleSpd_Threshold_b_Threshold_X1:Threshold_X2；ThrottleMoveSPD_Filter_T:输出信号滤波器时间常数，用于剔除输出信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[1 2.5]deg。
(13)空速控制模式参数调整指南：
ErrorGain_Kp:比例增益，建议调参范围为[1 20]deg；
IntergrationGain_Ki：积分增益，建议调参范围为[0.01 5]deg；
AccelerateSpeed_Gain_Kd:微分增益，建议调参范围为[0.1 10]deg；
AirSpeed_Filter_T:输入空速信号滤波器时间常数，剔除空速信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
AccelerateSpeed_Filter_T:输入加速度信号滤波器时间常数，剔除加速度信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_Filter_T:输出信号滤波器时间常数，剔除输出信号中的毛刺信号，使输入信号平滑，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
OutPut_LowBound:输出空速误差信号下界值，根据需求设定；
OutPut_UpBound:输出空速误差信号上界值，根据需求设定。
(14)自动着陆滑跑控制模式参数调整指南：
ErrorGain_Kp:比例增益，建议调参范围为[1 20]deg；
IntegrationGain_Ki:积分增益，建议调参范围为[0.01 10]deg；
Out_Filter_T:输出方向舵偏转信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001 2.5]deg；
Out_LowBound:输出方向舵偏转信号下界，根据需求设定；
Out_UpBound:输出方向舵偏转信号上界，根据需求设定。
(15)俯仰自动配平模式参数调整指南：
StickForceGain:输入杆力信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
StickForceFilter_T:输入杆力信号滤波器时间常数，剔除杆力信号中的毛刺信号，建议调参范围为[0.01 2.5]deg；
Out_LowBound:输出水平安定面偏转角度下界，根据需求设定；
Out_UpBound:输出水平安定面偏转角度上界，根据需求设定；
Out_Rate_LowBound:输出水平安定面偏转角度速率限值下界，根据需求设定；
Out_Rate_UpBound:输出水平安定面偏转角度速率限值上界，根据需求设定。
(16)淡化平稳处理模式参数调整指南：
a:调整模态淡入淡出效果，需多次调试，建议调参范围为[0.5 5]deg。
(17)横向导航模式参数调整指南：
dDis_Gain_K:侧向距离信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
dYaw_Gain_K:航迹角误差信号增益，建议调参范围为[1 20]deg；
OutCmd_Filter_T:输出滚转指令信号滤波器时间常数，建议调参范围为[1,2.5]deg；
OutRollCMD_LowBound:输出滚转指令信号下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30-5]deg；
OutRollCMD_UpBound:输出滚转指令信号上界，根据需求设定。建议调参范围为[5 30]deg。
(18)VOR模式参数调整指南：Kp:比例增益，建议调参范围为[1 10]deg；Ki:积分增益，建议调参范围为[0.01 5]deg；
VorDev_Filter_T:输入VOR偏差信号滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001,2.5]deg；
OutPut_RollCMD_Filter_T:输出滚转指令滤波器时间常数，建议调参范围为[0.001,2.5]deg；
OutPut_RollCMDLimitBottom:输出滚转指令下界，根据需求设定，建议调参范围为[-30 -5]deg；
OutPut_RollCMDLimitTop:输出滚转指令上界，根据需求设定，建议调参范围为[5 30]deg。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，包括有飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块，其特征是：还包括有模块控制逻辑/数据配置文件模块，所述模块控制逻辑/数据配置文件模块包括有用于在每个模块接入前判断其是否满足接入条件、在其接入时判断其是否与当前运行模块有矛盾，并在当前运行的模块退出前判断是否需要接入其它模块的控制逻辑模块，以及对所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块的控制率进行描述的数据配置模块。
2.根据权利要求1所述的一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，其特征是：所述飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块以及模块控制逻辑/数据配置文件模块均为基于MATLAB/Simulink的设计、并以对应的C代码封装所形成的DLL动态链接库和头文件。
3.根据权利要求2所述的一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统，其特征是：所述模块控制逻辑/数据配置文件模块中包括用于抑制各个模块之间切换而引起的舵面跳变的淡化平稳环节，其工作过程为：当即将进入控制状态的控制模块与其接入条件的关系匹配时，首先判断即将进入控制状态的控制模块与当前处于控制状态的控制模块之间不存在逻辑矛盾，在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节
4.一种通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统的设计方法，其特征是，包括有如下步骤：
步骤一，参考所有类型的飞机所囊括的飞行控制模块，建立七个控制模块，即飞行指引模块、自动驾驶仪模块、自动油门模块、自动着陆模块、自动导航模块、自动配平模块和模块控制逻辑/数据配置文件模块；
步骤二，基于MATLAB/Simulink设计各控制模块对应的控制律算法，并存储至对应的数据配置模块；
步骤三，基于MATLAB/Simulink/RTW的代码生成并导出各控制律算法所对应的C代码；
步骤四，基于仿真用飞机的类型，选取所需的控制模块并调用相应的C代码。
5.根据权利要求4所述的通用飞行模拟器自动飞行控制仿真系统的设计方法，其特征是，在步骤一，建立的所述模块控制逻辑/数据配置文件模块中包括用于实现各控制模块切换的逻辑控制模块，
所述的逻辑控制模块的控制方法为：
a、当即将进入控制状态的控制模块与其接入条件的关系匹配时，进入步骤b；
b、即将进入控制状态的控制模块与当前处于控制状态的控制模块之间不存在逻辑矛盾，进入步骤三；
步骤三，在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节在即将退出控制状态的控制模块所对应控制律算法的输出乘以淡化环节
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Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110488864A (zh) * 2019-08-15 2019-11-22 中国商用飞机有限责任公司 用于修正飞机的飞行控制系统中的loc信号的方法及系统
CN110989680A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行控制引导方法
CN111007876A (zh) * 2019-12-24 2020-04-14 兰州飞行控制有限责任公司 一种直升机三轴飞控系统gs下滑功能的实现方法
CN111290420A (zh) * 2020-03-11 2020-06-16 山东超越数控电子股份有限公司 飞行器飞行姿态控制系统和方法
CN112596539A (zh) * 2020-12-04 2021-04-02 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种飞控增稳被控变量的微分提取、构造及同步方法
CN112634704A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 上海科梁信息工程股份有限公司 一种飞行仿真系统、方法及存储介质
CN112666929A (zh) * 2020-12-29 2021-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机状态切换自动配平系统
CN112711272A (zh) * 2020-12-29 2021-04-27 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机倾斜角构造方法和系统
CN112731970A (zh) * 2020-12-29 2021-04-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种考虑重心突变的俯仰配平方法
CN113093774A (zh) * 2019-12-23 2021-07-09 海鹰航空通用装备有限责任公司 无人机滑跑控制方法
CN113919066A (zh) * 2021-09-30 2022-01-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法
CN114326441A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 北京世冠金洋科技发展有限公司 一种飞行控制仿真测试方法及飞行控制模块
CN114397624A (zh) * 2022-03-22 2022-04-26 北京蓝天航空科技股份有限公司 基于数据配置的兼容式雷达自检画面生成方法和装置
CN114879531A (zh) * 2022-05-12 2022-08-09 北京领为军融科技有限公司 一种用于固定翼飞机飞行模拟器自动飞行控制仿真方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101251959A (zh) * 2008-02-04 2008-08-27 于辉 基于虚拟操作的通用飞行模拟器
CN104142631A (zh) * 2014-08-01 2014-11-12 北京理工大学 飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统
CN105094141A (zh) * 2014-05-20 2015-11-25 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种轻型固定翼飞机数字式自动驾驶仪系统

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101251959A (zh) * 2008-02-04 2008-08-27 于辉 基于虚拟操作的通用飞行模拟器
CN105094141A (zh) * 2014-05-20 2015-11-25 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种轻型固定翼飞机数字式自动驾驶仪系统
CN104142631A (zh) * 2014-08-01 2014-11-12 北京理工大学 飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统

Non-Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
HAITAO WANG 等: "An investigation of an active landing gear system to reduce aircraft vibrations caused by landing impacts and runway excitations", 《JOURNAL OF SOUND AND VIBRATION》 *
刘桢濠: "飞行器控制系统数字化设计与仿真研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
李冀鑫 等: "自动着舰导引律设计及其参数优化", 《2008 CHINESE CONTROL AND DECISION CONFERENCE》 *
李欣: "大型客机自动飞行控制律研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
李鹏鹏 等: "轻型公务机迎角限制系统设计与飞行品质评估", 《电子技术应用》 *
杨一栋 等: "飞行控制系统模态转换瞬变抑制技术的研究", 《航空学报》 *
源江科技: "《VC编程技巧280例》", 30 April 2002 *
谭珍珍: "大型民机飞行控制系统建模仿真研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
豆国辉 等: "淡化器仿真与设计", 《科学技术与工程》 *
邱海东: "飞行模拟器飞控系统设计方法研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *
邵康敏: "直升机飞行控制与可视化飞行仿真技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110488864B (zh) * 2019-08-15 2021-12-03 中国商用飞机有限责任公司 用于修正飞机的飞行控制系统中的loc信号的方法及系统
CN110488864A (zh) * 2019-08-15 2019-11-22 中国商用飞机有限责任公司 用于修正飞机的飞行控制系统中的loc信号的方法及系统
CN113093774A (zh) * 2019-12-23 2021-07-09 海鹰航空通用装备有限责任公司 无人机滑跑控制方法
CN111007876A (zh) * 2019-12-24 2020-04-14 兰州飞行控制有限责任公司 一种直升机三轴飞控系统gs下滑功能的实现方法
CN111007876B (zh) * 2019-12-24 2023-05-30 兰州飞行控制有限责任公司 一种直升机三轴飞控系统gs下滑功能的实现方法
CN110989680A (zh) * 2019-12-25 2020-04-10 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行控制引导方法
CN110989680B (zh) * 2019-12-25 2024-02-02 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行控制引导方法
CN111290420A (zh) * 2020-03-11 2020-06-16 山东超越数控电子股份有限公司 飞行器飞行姿态控制系统和方法
CN112596539A (zh) * 2020-12-04 2021-04-02 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种飞控增稳被控变量的微分提取、构造及同步方法
CN112596539B (zh) * 2020-12-04 2022-08-23 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种飞控增稳被控变量的微分提取、构造及同步方法
CN112634704A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 上海科梁信息工程股份有限公司 一种飞行仿真系统、方法及存储介质
CN112731970A (zh) * 2020-12-29 2021-04-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种考虑重心突变的俯仰配平方法
CN112711272B (zh) * 2020-12-29 2022-08-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机倾斜角构造方法和系统
CN112711272A (zh) * 2020-12-29 2021-04-27 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机倾斜角构造方法和系统
CN112666929A (zh) * 2020-12-29 2021-04-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机状态切换自动配平系统
CN112731970B (zh) * 2020-12-29 2024-05-24 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种考虑重心突变的俯仰配平方法
CN113919066A (zh) * 2021-09-30 2022-01-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法
CN113919066B (zh) * 2021-09-30 2024-10-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞发性能一体化综合仿真模型构建方法
CN114326441A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 北京世冠金洋科技发展有限公司 一种飞行控制仿真测试方法及飞行控制模块
CN114397624A (zh) * 2022-03-22 2022-04-26 北京蓝天航空科技股份有限公司 基于数据配置的兼容式雷达自检画面生成方法和装置
CN114397624B (zh) * 2022-03-22 2022-07-15 北京蓝天航空科技股份有限公司 基于数据配置的兼容式雷达自检画面生成方法和装置
CN114879531A (zh) * 2022-05-12 2022-08-09 北京领为军融科技有限公司 一种用于固定翼飞机飞行模拟器自动飞行控制仿真方法

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