CN111045451B - 飞机的控制系统和飞机 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了飞机的控制系统和飞机，控制系统包括：传感系统；三个舵控计算机，每个舵控计算机连接飞机的左副翼舵机、右升降舵机、右方向舵机、左升降舵机、右副翼舵机和左方向舵机中的两个，每个舵控计算机的连接对象互不相同，左副翼舵机和右副翼舵机连接的舵控计算机不同，左升降舵机和右升降舵机连接的舵控计算机不同，左方向舵机和右方向舵机连接的舵控计算机不同；飞行控制计算机，分别与指控设备、传感系统和三个舵控计算机相连，飞行控制计算机用于接收指控设备发送的控制指令，并根据控制指令进行控制算法解算，并向三个舵控计算机发送相应的舵控指令。本发明可以避免一个舵控计算机失效后飞机丧失一个通道的操纵能力。

Description

飞机的控制系统和飞机

技术领域

本发明实施例涉及飞机技术领域，具体涉及飞机的控制系统和飞机。

背景技术

一个典型的电传飞控系统包括：飞控计算机、舵控计算机、舵机、传动机构、舵面以及传感器等。系统结构简图如图1所示，其中，飞行控制计算机接收(一般通过无线链路)指控设备给出的控制指令，并根据传感器采集到的状态信息来解算舵控指令。舵机控制计算机(下文简称舵控计算机)接收到飞行控制计算机的指令后，根据舵机位置和舵控指令，控制舵机驱动传动机构来带动舵面运动，用以改变飞机的运行状态(姿态和高度等)。

现有方案中，一般某一个舵控计算机控制某一组固定功能的舵机，例如：舵控计算机1控制副翼(可能有多对副翼)、舵控计算机2控制升降舵、舵控计算机3控制方向舵等。

图1中的系统即具体化成如图2所示的系统，这种布局对应在飞机上连接如如图3所示。由于副翼、方向舵和升降舵分别控制飞机三轴的转动，即滚转、偏航和俯仰运动，所以，对于图2中的系统结构，若某一个舵控计算机失效后，则飞机会丧失一个通道的操纵能力。例如副翼控制计算机失效后，飞机将会丧失滚转通道的操纵能力。即图2中的系统方案没有应对舵控计算机失效时的容错控制能力。

为了具有一定的容错能力，也有对于现有方案的改进，如图4所示加入冗余操纵面，但增加了系统复杂度，增加了成本，同时可能降低可靠性。

发明内容

本发明实施例的目的在于提供飞机的控制系统和飞机，用以解决现有飞机一个舵控计算机失效时完全丧失一个通道的操纵能力的问题。

为实现上述目的，本发明实施例主要提供如下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供了一种飞机的控制系统，包括：传感系统，用于获取飞机的飞行状态数据；三个舵控计算机，每个舵控计算机连接所述飞机的左副翼舵机、右升降舵机、右方向舵机、左升降舵机、右副翼舵机和左方向舵机中的两个，每个舵控计算机的连接对象互不相同，所述左副翼舵机和所述右副翼舵机连接的舵控计算机不同，所述左升降舵机和所述右升降舵机连接的舵控计算机不同，所述左方向舵机和所述右方向舵机连接的舵控计算机不同；飞行控制计算机，分别与指控设备、所述传感系统、所述三个舵控计算机相连，所述飞行控制计算机用于接收所述指控设备发送的控制指令，并根据所述控制指令向进行控制算法解算，并所述三个舵控计算机发送相应的舵控指令。

根据本发明的一个实施例，所述三个舵控计算机包括：第一舵控计算机，用于连接所述左副翼舵机和所述右升降舵机；第二舵控计算机，用于连接所述右方向舵机和所述左升降舵机；第三舵控计算机，用于连接所述右副翼舵机和所述左方向舵机。

根据本发明的一个实施例，所述飞行控制计算机还用于检测所述第一舵控计算机、所述第二舵控计算机和所述第三舵控计算机是否失效，并根据失效的舵控计算机的连接对象对剩余的舵控计算机进行增益调整和通道耦合抑制。

根据本发明的一个实施例，所述飞行控制计算机通过心跳信号检测所述第一舵控计算机、所述第二舵控计算机和所述第三舵控计算机是否失效。

根据本发明的一个实施例，所述飞行控制计算机用于在所述第一舵控计算机失效时，所述增益调整包括：

根据舵效的气动数据得到副翼修正系数和升降修正系数，进而根据原始控制数据、所述副翼修正系数和所述升降修正系数对应调整所述右副翼舵机和所述左升降舵机的修正数据。

根据本发明的一个实施例，根据以下公式得到所述副翼修正系数：

其中，所述

为所述副翼修正系数，δCl_al为左副翼舵效，δCl_ar为右副翼舵效；

根据以下公式得到所述右副翼舵机的修正数据：

其中，

为调整前的原始控制数据，δ_ar为修正数据。

根据本发明的一个实施例，所述通道耦合抑制包括：设右副翼偏转增量和左升降舵偏转增量分别为：Δδ_ar0和Δδ_el0，两者造成的耦合力矩分别为：

和

右副翼造成的滚转力矩函数为：

俯仰力矩系数为：

左升降舵造成的俯仰力矩系数为：

滚转力矩系数为：

通过求解如下方程可以得到通道耦合抑制所需的额外舵偏量：

将所述方程的解与得到所述右副翼舵机的修正数据的公式进行叠加得到需求舵偏量。

根据本发明的一个实施例，所述飞行状态数据包括飞机位置、飞行速度、飞行姿态数据和角速度。

第二方面，本发明实施例还提供一种飞机，包括第一方面所述的飞机的控制系统。

本发明实施例提供的技术方案至少具有如下优点：

本发明实施例提供的飞机的控制系统和飞机，同一个舵控计算机控制不同通道的舵机，可以避免一个舵控计算机失效后飞机丧失一个通道的操纵能力。本发明还可以实现单独舵控计算机失效后的容错处理。

附图说明

图1为现有技术中电传飞控系统的结构框图。

图2为现有技术一个示例中电传飞控系统的结构框图。

图3为图2的舵控连接方式示意图。

图4为现有技术中具有冗余操纵面的电传飞控系统的结构框图。

图5为本发明一个示例中飞机的控制系统的结构框图。

图6为图5的控制原理图。

图7为图6的舵控交叉连接方式示意图。

图8为本发明一个示例中某型飞机左右副翼舵效曲线图。

图9为本发明一个示例中副翼通道控制增益调整系数与舵偏指令关系示意图。

图10为本发明一个示例中升降舵通道控制增益调整系数和舵偏指令的关系示意图。

图11为本发明一个示例中右副翼偏转造成的俯仰耦合力矩的示意图。

图12为本发明一个示例中左副翼造成的滚转耦合力矩的示意图。

具体实施方式

以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。

以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、接口、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的系统、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。

在本发明的描述中，电传飞控系统是指使用电气连接代替传统飞行控制系统的机械杆系和传动机构，并将控制信号转化为电信号进行传输和控制的飞行控制系统。

在本发明的描述中，飞控计算机即飞行控制计算机。在飞控系统中，飞控计算机根据预先设置的任务或人工给出的指控指令，并根据传感器系统采集到的飞机当前状态，实时计算需要的舵控指令，并输出给舵控计算机用来驱动飞机舵面运动。

在本发明的描述中，舵控计算机即舵机控制计算机，是指根据飞控计算机输出的舵控指令来控制相应舵机进行响应的机载设备。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”和“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”和“连接”应做广义理解，例如可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明实施例的飞机的控制系统，包括传感系统、三个舵控计算机和飞行控制计算机。

其中，传感系统用于获取飞机的飞行状态数据。示例性地，飞行状态数据包括飞机位置、飞行速度、飞行姿态数据和角速度。

在三个舵控计算机中，每个舵控计算机连接飞机的左副翼舵机、右升降舵机、右方向舵机、左升降舵机、右副翼舵机和左方向舵机中的两个，每个舵控计算机的连接对象互不相同。

左副翼舵机和右副翼舵机的连接对象不同，即左副翼舵机和右副翼舵机不与同一个舵控计算机相连。

左升降舵机和右升降舵机的连接对象不同，即左升降舵机和右升降舵机不与同一个舵控计算机相连。

左方向舵机和右方向舵机的连接对象不同，即左方向舵机和右方向舵机不与同一个舵控计算机相连。

飞行控制计算机分别与指控设备、传感系统、三个舵控计算机相连。其中，飞行控制计算机与指控设备无线连接的进行通信。飞行控制计算机用于接收指控设备发送的控制指令，并根据控制指令向三个舵控计算机发送相应的舵控指令。

图5为本发明一个示例中飞机的控制系统的结构框图，图6为图5的控制原理图。如图5和图6所示，在本示例中，包括第一舵控计算机(即图中的舵控计算机1)、包括第二舵控计算机(即图中的舵控计算机2)和第三舵控计算机(即图中的舵控计算机3)。

其中，舵控计算机1与左副翼舵机和所述右升降舵机连接。左副翼舵机通过相应的传动结构控制驱动左副翼，右升降舵机通过相应的传动结构控制驱动右升降舵。舵控计算机2与右方向舵机和所述左升降舵机连接。舵控计算机3与右副翼舵机和所述左方向舵机连接。

图7为对应图6的舵控交叉连接方式示意图。如图7所示，该连接方式无需进行舵面的冗余设置，所需硬件设备与图2一致，同时具有对于任一通道舵控计算机的容错能力，例如舵控计算机1失效后，仍然有右副翼可以控制滚转、左升降可以控制俯仰，不至于完全丧失某个通道的控制能力。同理，舵控计算机2或舵控计算机3中任意一个失效后也不会造成某一个通道的操纵能力丧失。所以，对于任一随机通道的舵控计算机失效故障具有容错能力。

由于单独的舵控计算机失效后，虽然对应通道没有完全丧失控制能力，但是只有一片舵面可以用，所以控制效率会比两片舵面低很多。同时，与失效舵控计算机相连的舵面由于不受有效控制，会对控制系统造成一定干扰。所以，在该种情况下的控制律(控制算法)和正常情况下是不一样的。

在本发明的一个实施例中，飞行控制计算机通过心跳信号检测第一舵控计算机、第二舵控计算机和第三舵控计算机是否失效，即如果飞控计算机隔一定周期检测不到某个舵控计算机的心跳信号，则飞行控制计算机认为与这个舵控计算机之间连接断开或该舵控计算机死机，此时飞行控制计算机通过需要对有效的舵控计算机调整控制。

本发明在某个舵控计算机失效时，具体的控制方式如下：

通过心跳信号检测是哪个通道的舵控计算机发生故障。

A:舵控计算机1失效。

舵控计算机1失效后，左副翼和右升降舵近似认为处于中立位置。滚转通道只有右副翼，而俯仰通道只有左升降舵可以参与控制。为了有效控制飞机滚转和俯仰通道，需要进行两步操作。分别为控制增益加倍和通道耦合抑制。

A-1：控制增益调整。

近似认为同一通道两片舵面的舵效一致，则在舵控计算机1发生失效故障后，副翼和升降舵通道的控制效率都会下降，若飞机完全对称，且操纵效率与舵偏完全成正比，则控制效率会降低为原来的一半。实际控制效率降低与飞机的具体气动数据有关。此时增益调整包括：根据舵效的气动数据得到副翼修正系数和升降修正系数，进而根据原始控制数据、副翼修正系数和升降修正系数得到右副翼舵机和左升降舵机的修正数据。

图8为本发明一个示例中某型飞机左右副翼舵效曲线图。以某型无人机为例，在某配平迎角下，左右副翼的舵效如图8所示。可以看出，该飞机左右副翼舵效不完全相等，根据该舵效关系，可以求得左副翼卡死在中立位置时，为了具有和不卡死时一样的操纵效果，需要对控制增益乘以一个修正系数，修正数据计算如下：

其中，

为原始控制数据，δ_ar为修正数据。

控制增益可从原控制律计算出来的控制增益查表获得。修正系数可以由下式通过左右舵效的气动数据计算获得：

其中，

为所述副翼修正系数，δCl_al为左副翼舵效，δCl_ar为右副翼舵效。

图9为本发明一个示例中副翼通道控制增益调整系数与舵偏指令关系示意图。从图9中可以得到副翼舵偏指令与控制增益的关系。

图10为本发明一个示例中升降舵通道控制增益调整系数和舵偏指令的关系示意图。使用得到副翼舵偏指令与控制增益的关系同样的方法，可以得到如图10所示的升降舵通道控制增益调整系数和舵偏指令的关系。

A-2：通道耦合抑制。

假设失效舵控计算机控制的舵面在失效后处于中立位置，但是实际可能会和中立位置有偏差，这种不对称的单向偏差也会造成其他通道的耦合力矩。例如，升降舵的不对称偏差也会造成滚转力矩。副翼的不对称偏差也会造成俯仰力矩的扰动。同时，由于进行了控制增益的调整，使得不对称偏转角度更大，为了抑制不对称偏转产生的耦合力矩，需要进行通道耦合抑制。

在舵控计算机1失效后，左副翼和右升降舵失去操纵能力，在控制增益调节的作用下，飞机会出更多的右副翼和左升降舵，右副翼偏转造成的俯仰耦合力矩需要左升降舵去平衡，而左升降舵偏转造成的滚转耦合力矩也需要右副翼来平衡。

设由第一步控制增益调整造成的右副翼偏转增量和左升降舵偏转增量分别为：Δδ_ar0和Δδ_el0，设两者造成的耦合力矩分别为：

和

这两者的值可以通过气动数据获得。

图11为本发明一个示例中右副翼偏转造成的俯仰耦合力矩的示意图，图12为本发明一个示例中左副翼造成的滚转耦合力矩的示意图。对于某型飞机，右副翼和左升降舵造成的耦合力矩如图11和图12所示。

从右副翼和左升降舵造成的滚转和俯仰力矩数据通过插值可以得到：

右副翼造成的滚转力矩函数为：

俯仰力矩系数为：

左升降舵造成的俯仰力矩系数为：

滚转力矩系数为：

通过求解如下方程可以得到通道耦合抑制所需的额外舵偏量：

将上述方程的解与式(1)叠加，则可以得到使用该算法需要的舵偏量。

B:舵控计算机2失效。

舵控计算机2失效后，右方向舵和左升降舵将失去控制能力，与舵控计算机1失效后的方法类似，需要将右升降舵和左方向舵的控制增益调整。并在副翼通道加入滚转耦合力矩的抑制，即副翼通道的控制律也需要重构。

C:舵控计算机3失效。

舵控计算机3失效后，右副翼和左方向舵将失去控制能力，与舵控计算机1及舵控计算机2采取相似处理方法，需要将左副翼和右方向舵的控制增益进行调整。并在副翼和升降通道加入耦合力矩的抑制，即升降通道的控制律也需要重构。

本发明实施例提供的飞机的控制系统，同一个舵控计算机控制不同通道的舵机，可以避免一个舵控计算机失效后飞机丧失一个通道的操纵能力。可以使一个通道只有一个控制舵面有效时还能具备足够的操纵效果。通道耦合抑制方法可以应对某一通道的单独舵面小角度随机扰动对其他通道的耦合影响。本发明还可以实现单独舵控计算机失效后的容错处理。

此外，本发明还提供一种飞机，包括上述的飞机的控制系统。

需要说明的是，本发明实施例的飞机的其它构成以及作用对于本领域的技术人员而言都是已知的，为了减少冗余，不做赘述。

本领域技术人员应该可以意识到，在上述一个或多个示例中，本发明所描述的功能可以用硬件与软件组合来实现。当应用软件时，可以将相应功能存储在计算机可读介质中或者作为计算机可读介质上的一个或多个指令或代码进行传输。计算机可读介质包括计算机存储介质和通信介质，其中通信介质包括便于从一个地方向另一个地方传送计算机程序的任何介质。存储介质可以是通用或专用计算机能够存取的任何可用介质。

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，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种飞机的控制系统，其特征在于，包括：

传感系统，用于获取飞机的飞行状态数据；

三个舵控计算机，每个舵控计算机连接所述飞机的左副翼舵机、右升降舵机、右方向舵机、左升降舵机、右副翼舵机和左方向舵机中的两个，每个舵控计算机的连接对象互不相同，所述左副翼舵机和所述右副翼舵机连接的舵控计算机不同，所述左升降舵机和所述右升降舵机连接的舵控计算机不同，所述左方向舵机和所述右方向舵机连接的舵控计算机不同；

飞行控制计算机，分别与指控设备、所述传感系统、所述三个舵控计算机相连，所述飞行控制计算机用于接收所述指控设备发送的控制指令，并根据所述控制指令进行控制算法解算，并向所述三个舵控计算机发送相应的舵控指令；

所述三个舵控计算机包括：

第一舵控计算机，用于连接所述左副翼舵机和所述右升降舵机；

第二舵控计算机，用于连接所述右方向舵机和所述左升降舵机；

第三舵控计算机，用于连接所述右副翼舵机和所述左方向舵机；

所述飞行控制计算机还用于检测所述第一舵控计算机、所述第二舵控计算机和所述第三舵控计算机是否失效，并根据失效的舵控计算机的连接对象对剩余的舵控计算机进行增益调整和通道耦合抑制；

所述飞行控制计算机通过心跳信号检测所述第一舵控计算机、所述第二舵控计算机和所述第三舵控计算机是否失效；

所述飞行控制计算机用于在所述第一舵控计算机失效时，所述增益调整包括：

根据舵效的气动数据得到副翼修正系数和升降修正系数，进而根据原始控制数据、所述副翼修正系数和所述升降修正系数得到所述右副翼舵机和所述左升降舵机的修正数据；

根据以下公式得到所述副翼修正系数：

其中，

为副翼修正系数，δCl_al为左副翼舵效，δCl_ar为右副翼舵效；

根据以下公式得到所述右副翼舵机的修正数据：

其中，

为原始控制数据，δ_ar为右副翼舵机的修正数据。

2.根据权利要求1所述的飞机的控制系统，其特征在于，所述通道耦合抑制包括：

设右副翼偏转增量和左升降舵偏转增量分别为：Δδ_ar0和Δδ_el0，两者造成的耦合力矩分别为：

和

从右副翼和左升降舵造成的滚转和俯仰力矩数据通过插值可以得到：

右副翼造成的滚转力矩函数为：

俯仰力矩系数为：

左升降舵造成的俯仰力矩系数为：

滚转力矩系数为：

通过求解如下方程可以得到通道耦合抑制所需的额外舵偏量：

将所述方程的解与得到所述右副翼舵机的修正数据的公式进行叠加得到需求舵偏量。

3.一种飞机，其特征在于，包括权利要求1-2任一项所述的飞机的控制系统。

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