CN108706094A - 一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法，针对飞机主动侧杆的主动模式，通过在中立位和中立位死区末端设置杆力过渡指令，使杆力不会突变，解决主动侧杆在中立位附近的抖动问题，提高了飞机驾驶员操纵手感。

Description

一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法

技术领域

本发明涉及飞机控制系统，尤其涉及一种适用于民用客机以及军用飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动控制方法。

背景技术

主动侧杆相比被动侧杆，其具有降低全寿命成本、提供安全性力反馈、功能可编程升级、不影响观察座舱显示器等优点；并且，其相比传统中置杆降低了机械复杂度以及系统重量。这种主动侧杆属于力量-位移型侧杆，与飞行控制系统构成了闭环回路，其可与飞控计算机进行实时通信。采用该主动侧杆后，当飞机处于手动飞行状态时，飞行员可通过手柄力准确地判断出其飞行状态；当飞机处于自动驾驶飞行状态时，侧杆跟随飞控指令的运动可给飞行员一个关于飞行状态的视觉提示；因此，主动侧杆可以提高飞机的操纵特性和飞行品质，主动侧杆技术已成为全世界范围内的研究热点。若飞机主动侧杆的杆力能实时反应飞机的飞行状态，那么飞机处于主动模式时，飞行员操纵侧杆在不同的角度和速度时，侧杆有相应大小的反馈力。主动侧杆由于在中立位附近可以设置启动力，杆力指令突变，容易引起主动侧杆抖动，本发明解决主动侧杆的此抖动问题。

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在中立位附近的杆力防抖动方法。

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在中立位附近的杆力防抖动方法，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；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

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上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆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主动侧杆手柄固连；

所述杆力传感器采用二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变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，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与所述第一力矩电机电气相连；

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、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一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模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

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与所述第二力矩电机电气相连；

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、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出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模块的状态信息；

所述在中立位附近的杆力防抖动方法包含以下步骤：

步骤A.1)，飞行员设置主动侧杆的中立位；

步骤A.2)，设置主动侧杆中立位附近位置的死区阈值；

步骤A.3)，设置主动侧杆在死区阈值处的启动力；

步骤A.4)，进行杆力过渡

步骤4.1)，通过第一旋转变压器得到主动侧杆第一轴的转角；

步骤4.2)，如果主动侧杆第一轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.2.1)，将主动侧杆第一轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第一轴的目标杆力；

步骤4.2.2)，第一微控制器获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第一轴上的实际杆力；

步骤4.2.3)，保持主动侧杆在第一轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第一轴的目标杆力和主动侧杆第一轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第一轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第一轴上的实际杆力等于主动侧杆在第一轴上的目标杆力；

步骤4.3)，通过第二旋转变压器得到主动侧杆第二轴的转角；

步骤4.4)，如果主动侧杆第二轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.4.1)，将主动侧杆第二轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第二轴的目标杆力；

步骤4.4.2)，第二微控制器获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第二轴上的实际杆力；

步骤4.4.3)，保持主动侧杆在第二轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第二轴的目标杆力和主动侧杆第二轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第二轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第二轴上的实际杆力等于主动侧杆在第二轴上的目标杆力。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法进一步的优化方案，所述死区阈值为0.1°。

作为本发明一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法进一步的优化方案，所述主动侧杆在死区阈值处的启动力的范围为10N到15N。

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：

解决了主动侧杆在中立位启动时，容易出现的杆抖动现象，提高了操纵手感。

附图说明

图1是本发明中主动侧杆机械结构示意图；

图2是本发明中飞机主动侧杆任意一轴的原理示意图；

图3是本发明中主动侧杆第一轴的静态杆力-位移曲线图；

图4是本发明中主动侧杆第一轴的在位置死区内的杆力曲线示意图。

图中，1-主动侧杆手柄，2-杆力传感器，3-主动侧杆第一轴，4-主动侧杆第二轴，5-主动侧杆杆体，6-行星减速器，7-力矩电机，8-旋转变压器。

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：

本发明公开了一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法，如图1、图2所示，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；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆的二自由度机械结构如图1所示，包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

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上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆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主动侧杆手柄固连；

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变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，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与所述第一力矩电机电气相连；

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、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一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模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

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与所述第二力矩电机电气相连；

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、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出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模块的状态信息。

主动侧杆的静态杆力-位移曲线图如图3所示，主动侧杆在中立位附近存在死区范围，若主动侧杆在中立位附近的死区范围内设置和启动力相同的杆力指令，主动侧杆在转角位置过零点处的杆力指令方向会发生变化，其在中立位附近很容易出现大幅抖动现象；若主动侧杆在中立位附近的死区范围设置的杆力指令为零，则主动侧杆的杆力指令在中立位死区末端也不连续，存在较大的阶跃变化，侧杆也易发生抖动现象。

因此通过在中立位到中立位死区末端设置从零到启动力连续变化的杆力指令，按照以下方法消除主动侧杆中立位附近杆力抖动现象。

步骤A.1)，飞行员设置主动侧杆的中立位。根据主动侧杆设计要求以及人机工效学要求，飞行员在中立位时手臂放松、感觉舒适且飞行员操纵驾驶杆由中立位至最大行程时手腕转过的角度不应超过手腕的运动极限，主动侧杆的中立位可设置在主动侧杆沿第一轴方向前侧15°，沿第二轴方向左侧8°范围内。主动侧杆上电进行初始化后，飞行员根据自身习惯设置中立位。

步骤A.2)，设置主动侧杆中立位附近位置的死区阈值。死区阈值根据主动侧杆设计要求以及飞机参数确定，以保证主动侧杆在中立位时，轻轻敲击主动侧杆或主动侧杆发生抖动时，飞机不会受到影响。本发明中设置主动侧杆中立位附近的死区阈值为0.1°。

步骤A.3)，设置主动侧杆在死区阈值处的启动力，以防止主动侧杆意外偏转。根据主动侧杆设计要求，启动力应设计在10～15N之间。

步骤A.4)，如图4所示，当主动侧杆第一轴或第二轴和中立位之间的夹角小于所述死区阈值时，有两种杆力过渡指令：①为圆弧段的过渡杆力指令曲线；②为直线段的过渡杆力指令曲线。

本发明中主动侧杆中立位附近的位置死区阈值为0.1°，启动杆力应设计在10～15N之间，两者相差2个数量级，从O点至N点的圆弧的曲率半径较大，圆弧和直线线段几乎重合。考虑到圆弧曲线相比直线的解析过程更加复杂，本发明采用了直线线段形式的过渡杆力指令，具体如下：

步骤4.1)，通过第一旋转变压器得到主动侧杆第一轴的转角；

步骤4.2)，如果主动侧杆第一轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.2.1)，将主动侧杆第一轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第一轴的目标杆力；

步骤4.2.2)，第一微控制器获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第一轴上的实际杆力；

步骤4.2.3)，保持主动侧杆在第一轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第一轴的目标杆力和主动侧杆第一轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第一轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第一轴上的实际杆力等于主动侧杆在第一轴上的目标杆力；

步骤4.3)，通过第二旋转变压器得到主动侧杆第二轴的转角；

步骤4.4)，如果主动侧杆第二轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.4.1)，将主动侧杆第二轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第二轴的目标杆力；

步骤4.4.2)，第二微控制器获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第二轴上的实际杆力；

步骤4.4.3)，保持主动侧杆在第二轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第二轴的目标杆力和主动侧杆第二轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第二轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第二轴上的实际杆力等于主动侧杆在第二轴上的目标杆力。

本发明解决了主动侧杆在中立位启动时，容易出现的杆抖动现象，提高了操纵手感。

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 (3)

1.一种飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法，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；

所述侧杆模块包含主动侧杆、第一微控制单元和第二微控制单元；

所述主动侧杆包含主动侧杆手柄、杆力传感器、主动侧杆杆体、第一轴、第二轴、第一轴承和第二轴承；

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上下滑槽滑动；

所述第一轴的一端与孔输出直角换向减速器的输出孔通过键连接，所述第一轴的另一端与第一轴承承载；所述第二轴的一端与轴输出直角换向减速器的输出轴通过键连接，所述第二轴的另一端与第二轴承承载；

所述主动侧杆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主动侧杆手柄固连；

所述杆力传感器采用二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变压器、第一直角换向减速器、第一力矩电机、第一微控制器、第一PWM电机驱动模块、第一手柄力调制信号电路、第一旋转变压器信号调制电路；

所述第一旋转变压器的转子与第一力矩电机转轴连接，定子与第一力矩电机的外壳连接，输出端与第一旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第一力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第一微控制器；

所述第一直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出孔与第一轴的一端连接，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与所述第一力矩电机电气相连；

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、第一旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第一旋转变压器信号调制电路的转角信号输出PWM波到第一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模块的状态信息；

所述第二微控制单元包含第二旋转变压器、第二直角换向减速器、第二力矩电机、第二微控制器、第二PWM电机驱动模块、第二手柄力调制信号电路、第二旋转变压器信号调制电路；

所述第二旋转变压器的转子与第二力矩电机转轴连接，定子与第二力矩电机的外壳连接，输出端与第二旋转变压器信号调制电路输入端相连，用于测量第二力矩电机输出轴的转角，并将其传递给所述第二微控制器；

所述第二直角换向减速器通过法兰盘固定在主动侧杆机箱上，输出轴与第二轴的一端连接，输入孔与第二力矩电机输出轴的一端连接；

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与所述第二力矩电机电气相连；

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、第二旋转变压器信号调制电路的输出端、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、第二旋转变压器信号调制电路的转角信号输出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模块的状态信息；

其特征在于，所述在中立位附近的杆力防抖动方法包含以下步骤：

步骤A.1)，飞行员设置主动侧杆的中立位；

步骤A.2)，设置主动侧杆中立位附近位置的死区阈值；

步骤A.3)，设置主动侧杆在死区阈值处的启动力；

步骤A.4)，进行杆力过渡

步骤4.1)，通过第一旋转变压器得到主动侧杆第一轴的转角；

步骤4.2)，如果主动侧杆第一轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.2.1)，将主动侧杆第一轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第一轴的目标杆力；

步骤4.2.2)，第一微控制器获得的杆力传感器在第一轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第一轴上的实际杆力；

步骤4.2.3)，保持主动侧杆在第一轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第一轴的目标杆力和主动侧杆第一轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第一轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第一轴上的实际杆力等于主动侧杆在第一轴上的目标杆力；

步骤4.3)，通过第二旋转变压器得到主动侧杆第二轴的转角；

步骤4.4)，如果主动侧杆第二轴的转角小于等于所述死区阈值；

步骤4.4.1)，将主动侧杆第二轴的转角除以所述死区阈值后乘以所述启动力，得到主动侧杆第二轴的目标杆力；

步骤4.4.2)，第二微控制器获得的杆力传感器在第二轴上的杆力输出信号，得到主动侧杆在第二轴上的实际杆力；

步骤4.4.3)，保持主动侧杆在第二轴上的杆力方向不变，将主动侧杆第二轴的目标杆力和主动侧杆第二轴的实际杆力作差后输入力矩环进行调节，进行主动侧杆在第二轴上的杆力闭环控制，使得主动侧杆在第二轴上的实际杆力等于主动侧杆在第二轴上的目标杆力。

2.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法，其特征在于，所述死区阈值为0.1°。

3.根据权利要求1所述的飞机主动侧杆系统在中立位附近的杆力防抖动方法，其特征在于，所述主动侧杆在死区阈值处的启动力的范围为10N到15N。