CN109460048B - 一种轨迹不稳定性控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：步骤一，确定控制律架构；步骤二，确定反馈信号；步骤三，确定俯仰角速率及法向过载信号权限；步骤四，确定告警迎角αsign；步骤五，确定逻辑运算结果SW_AOA；步骤六，确定增益参数，本发明根据飞机飞行速度及飞机状态变化，通过比例积分环节自动配平升降舵或平尾，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定，减轻飞行员操作负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全；本发明不需要对任何飞机操纵机构或控制系统进行改造，可直接采用本发明的控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。

Description

一种轨迹不稳定性控制方法
技术领域
本发明涉及航空飞行控制领域，特别是涉及到一种轨迹不稳定性控制方法。
背景技术
飞机调整为平飞状态(即速度、高度、俯仰姿态、升降舵(或平尾)保持不变，迎角为该状态对应的平飞迎角，法向过载为1.0)，然后增加发动机油门偏度使飞机加速飞行过程中，由于速度增加，舵面效率提高，原平飞状态的升降舵(或平尾)偏度使飞机俯仰力矩变大导致飞机抬头、迎角增加、法向过载增加、飞行高度增加，为了保持平飞状态飞行员必须前推驾驶杆操纵减小升降舵(或)平尾偏度，使飞机在更大的速度达到升力和俯仰力矩平衡状态。相反，当飞机从平飞状态通过减小发动机油门偏度减速飞行过程中，为了保持平飞状态飞行员必须后拉驾驶杆操纵增大升降舵(或平尾)偏度，使飞机在更小的速度达到升力和俯仰力矩平衡状态。这是轨迹稳定性飞机在加减速过程中的操纵特点，也符合飞行员的操纵习惯。但是有的飞机由于特殊的气动外形以及发动机不共轴的特点，导致飞机的轨迹是不稳定的，在加速过程中为了保持平飞状态飞行员必须后拉驾驶杆操纵飞机，在减速过程中为了保持平飞飞行员必须前推驾驶杆操纵，完全与飞行员正常的操纵习惯相反。由于轨迹不稳定性飞机的升降舵(或平尾)配平偏度随着速度的增加而增大，随着速度的减小而减小，所以为了保持平飞飞行员的操纵方式完全与正常操纵习惯相反，但是从平飞状态拉杆操纵飞机抬头运动，推杆操纵飞机低头运动，飞机的机动操纵方式与正常操纵习惯是一致的。
目前改善轨迹不稳定性问题有两种方法：第一种方法是完全交由飞行员完成，飞行员通过完全相反的操纵习惯完成飞机加减速过程中的平飞状态，飞行员负担很重，操纵不当还会导致危险发生；第二种方法是在原飞行控制系统中增加一个特殊的机构，该机构在速度增大动压增加时驱动升降舵(或平尾)偏转到一个大于平衡状态的偏度，这样飞机仍然抬头、迎角及过载增加、高度增加，飞行员为了保持飞机平飞必须前推驾驶杆操纵，相反飞行员必须后拉驾驶杆操纵，通过该机构使飞行员的操纵方式转为正常的操纵习惯，这样不仅增加了硬件设备，同时飞行员也必须参与操纵。
因此在飞控系统设计时必须对出现的轨迹不稳定性问题进行全面分析，从减轻飞行员操作负担，确保飞行安全，简化飞行控制系统组成方面采取措施，使飞控系统具有随速度及飞机状态变化而自动偏转升降舵(或平尾)使飞机达到平衡状态的功能。
发明内容
本发明的目的：提供一种轨迹不稳定性控制方法，在仅通过操纵发动机油门改变飞行速度时，自动偏转升降舵或平尾，配平飞机到平飞状态，改善轨迹不稳定特性，减轻飞行员操纵负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全。
本发明的技术方案：
一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：
步骤一：确定控制律架构；
采用具有速度中性稳定性功能的控制律结构，在仅通过操纵发动机油门改变飞行速度情况下，自动快速偏转升降舵或平尾，目的是配平法向过载为平飞法向过载，使法向过载为1.0，此时飞机迎角为平飞迎角，飞机加速过程中高度增加，减速过程中高度降低。
步骤二、确定反馈信号：
反馈信号包括迎角、俯仰角速率及法向过载，将俯仰角速率和法向过载反馈到比例积分环节之前，迎角和俯仰角速率反馈到比例积分环节之后。
步骤三、确定俯仰角速率及法向过载信号权限
比例积分环节之前的俯仰角速率和法向过载反馈信号，法向过载反馈增益始终为1.0；飞机飞行速度大于交叉速度时俯仰角速率增益为0.0，实现法向过载控制；速度小于交叉速度时俯仰角速率增益不为零，实现法向过载与俯仰角速率混合控制，随着速度减小俯仰角速率增益逐渐增大。
步骤四、确定告警迎角αsign：
αsgin＝αmax-Δαsign
其中，αmax表示飞机最大迎角，Δαsign表示最大迎角与告警迎角的差值；
步骤五、确定逻辑运算结果SW_AOA：
Figure BDA0001852664380000021
其中，αpf表示飞机平飞迎角。
步骤六、确定增益参数：
当SW_AOA＝0时，确定
Figure BDA0001852664380000031
Kα
、
Figure BDA0001852664380000032
Kp及KI参数，使飞机加速过程中飞行高度增加，减速过程中飞行高度减小，使轨迹由不稳定变为稳定，式中
Figure BDA0001852664380000033
是法向过载反馈支路增益参数，
Figure BDA0001852664380000034
是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数，
Figure BDA0001852664380000035
是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数，Kα是迎角反馈支路增益参数，KP是积分环节增益参数，KI是积分环节增益参数。
本发明的有益效果：本发明根据飞机飞行速度及飞机状态变化，通过比例积分环节自动配平升降舵或平尾，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定，减轻飞行员操作负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全；本发明不需要对任何飞机操纵机构或控制系统进行改造，可直接采用本发明的控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。
附图说明
图1是飞机轨迹不稳定性控制方法框图；
图2是飞机飞行速度变化曲线图；
图3是飞机飞行高度变化曲线图；
图4飞机迎角变化曲线图；
图5飞机法向过载变化曲线图；
图6飞机升降舵偏舵变化曲线图。
具体实施方式
一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：
步骤一：确定控制律架构；
采用具有速度中性稳定性功能的控制律结构，在仅通过操纵发动机油门改变飞行速度情况下，自动快速偏转升降舵或平尾，目的是配平法向过载为平飞法向过载，使法向过载为1.0，此时飞机迎角为平飞迎角，飞机加速过程中高度增加，减速过程中高度降低。
步骤二、确定反馈信号：
反馈信号包括迎角、俯仰角速率及法向过载，将俯仰角速率和法向过载反馈到比例积分环节之前，迎角和俯仰角速率反馈到比例积分环节之后。
步骤三、确定俯仰角速率及法向过载信号权限
比例积分环节之前的俯仰角速率和法向过载反馈信号，法向过载反馈增益始终为1.0；飞机飞行速度大于交叉速度时俯仰角速率增益为0.0，实现法向过载控制；速度小于交叉速度时俯仰角速率增益不为零，实现法向过载与俯仰角速率混合控制，随着速度减小俯仰角速率增益逐渐增大。
步骤四、确定告警迎角αsign：
αsgin＝αmax-Δαsign
其中，αmax表示飞机最大迎角，Δαsign表示最大迎角与告警迎角的差值；
步骤五、确定逻辑运算结果SW_AOA：
Figure BDA0001852664380000041
其中，αpf表示飞机平飞迎角。
步骤六、确定增益参数：
当SW_AOA＝0时，确定
Figure BDA0001852664380000042
Kα
、
Figure BDA0001852664380000043
Kp及KI参数，使飞机加速过程中飞行高度增加，减速过程中飞行高度减小，使轨迹由不稳定变为稳定，式中
Figure BDA0001852664380000044
是法向过载反馈支路增益参数，
Figure BDA0001852664380000045
是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数，
Figure BDA0001852664380000046
是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数，Kα是迎角反馈支路增益参数，KP是积分环节增益参数，KI是积分环节增益参数。
实施例：
以某型飞机从平飞状态开始仅推油门杆加速飞行为例，计算过程中所用到得飞机数据有：飞机重量25000kg，飞行高度6000m，0.35Ma，表速297km/h，平飞迎角4.57°，法向过载1.0，升降舵配平偏度－1.52°，发动机油门偏度位置为38.80°，飞机从平飞状态迅速推满油门杆偏到100°，持续飞行40秒钟。
步骤一、采用具有速度中性稳定性功能的控制律结构，基于法向过载变化量通过比例及积分器自动偏转升降舵或平尾，使飞机法向过载为平飞法向过载，迎角为平飞迎角，俯仰角速率为零，升降舵或平尾为平飞偏度；
步骤二、比例积分环节之前反馈法向过载和俯仰角速率信号，其中法向过载信号减去1.0后经过一个惯性环节，系数TNY＝15.0(可以设置为其他大于零的数)，根据需要该惯性环节可以取消；俯仰角速率信号也经过一个惯性环节，系数TWZ＝20.0(可以设置为其他大于零的数)，根据需要该惯性环节也可以取消。比例积分环节之后反馈迎角和俯仰角速率信号，其中迎角信号经过一个惯性环节，系数TA＝10.0(可以设置为其他大于零的数)，根据需要该惯性环节可以取消；俯仰角速率信号经过一个超前滞后环节，系数TWZL＝1/6及TWZU＝1/15(可以设置为其他大于零的数)，根据需要该超前滞后环节可以取消；
步骤三、对于比例积分环节之前的法向过载和俯仰角速率反馈信号，法向过载反馈增益为1.0(或为其他大于零的数)，真空速大于122m/s时俯仰角速率反馈增益为0.0，实现法向过载控制；真空速小于122m/s时俯仰角速率增益大于零，实现法向过载与俯仰角速率混合控制，随着速度减小俯仰角速率增益逐渐增大；
步骤四、Ma＝0.35时αsign＝10.5°，Ma＝0.40时αsign＝10.2°，Ma＝0.42时αsign＝9.7°；式中Ma是马赫数。
步骤五、Ma＝0.35时αpf＝4.57°，Ma＝0.38时αpf＝3.41°，Ma＝0.42时αsign＝2.26°；平飞迎角与步骤四的告警迎角比较得到SW_AOA＝0；
步骤六、确定增益参数，增益参数如下表所示，采用线性插值的方法完成增益参数的连续变化：
Figure BDA0001852664380000051
综上步骤1－步骤6所述，飞机飞行速度从297km/h变化到348km/h，如图2所示；飞机飞行高度从6000m变化到6078m，如图3所示；飞机迎角从4.57°变化到2.46°，如图4所示；飞机法向过载增加到1.08然后变化到1.0，如图5所示；升降舵偏度从－1.52°变化到－057°然后变化到－1.25°，如图6所示，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定。

Claims (1)

1.一种轨迹不稳定性控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：确定控制律架构：
采用具有中性速度稳定性功能的控制律结构，在仅通过操纵发动机油门改变飞行速度情况下，自动快速偏转升降舵或平尾，目的是配平法向过载为平飞法向过载，使法向过载为1.0，此时飞机迎角为平飞迎角，飞机加速过程中高度增加，减速过程中高度降低；
步骤二、确定反馈信号
反馈信号包括迎角、俯仰角速率及法向过载，将俯仰角速率和法向过载反馈到比例积分环节之前，迎角和俯仰角速率反馈到比例积分环节之后；
步骤三、确定俯仰角速率及法向过载信号权限
比例积分环节之前的俯仰角速率和法向过载反馈信号，法向过载反馈增益始终为1.0；飞机飞行速度大于交叉速度时俯仰角速率增益为0.0，实现法向过载控制；速度小于交叉速度时俯仰角速率增益不为零，实现法向过载与俯仰角速率混合控制，随着速度减小俯仰角速率增益逐渐增大；
步骤四、确定告警迎角αsign
αsgin＝αmax-Δαsign
其中，αmax表示飞机最大迎角，Δαsign表示最大迎角与告警迎角的差值；
步骤五、确定逻辑运算结果SW_AOA
Figure FDA0003189288370000011
其中，αpf表示飞机平飞迎角；
步骤六、确定增益参数
当SW_AOA＝0时，确定
Figure FDA0003189288370000012
Kα、
Figure FDA0003189288370000017
Kp及KI参数，使飞机加速过程中飞行高度增加，减速过程中飞行高度减小，使轨迹由不稳定变为稳定，式中
Figure FDA0003189288370000014
是法向过载反馈支路增益参数，
Figure FDA0003189288370000015
是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数，
Figure FDA0003189288370000016
是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数，Kα是迎角反馈支路增益参数，KP是积分环节增益参数，KI是积分环节增益参数。
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