CN111055998A - 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置 - Google Patents

一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111055998A
CN111055998A CN201911416010.2A CN201911416010A CN111055998A CN 111055998 A CN111055998 A CN 111055998A CN 201911416010 A CN201911416010 A CN 201911416010A CN 111055998 A CN111055998 A CN 111055998A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
force
steering column
airplane
stick
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201911416010.2A
Other languages
English (en)
Inventor
姚李阳
于慧
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN201911416010.2A priority Critical patent/CN111055998A/zh
Publication of CN111055998A publication Critical patent/CN111055998A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/04—Initiating means actuated personally
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/507—Transmitting means with power amplification using electrical energy with artificial feel

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Mechanical Control Devices (AREA)

Abstract

本申请提供了一种飞机驾驶杆主动控制方法，其中，所述飞机驾驶杆至少连接于一个驱动电机，通过所述驱动电机能够给所述飞机驾驶杆提供力反馈，所述主动控制方法包括：获取施加于飞机驾驶杆的作用力、提供飞机驾驶杆力反馈的所述驱动电机的角位移以及飞机当前的飞行参数；根据所述作用力、角位移以及所述飞行参数确定所述驱动电机的输出力，根据所述输出力确定所述驾驶杆的反馈位移。本申请的飞机驾驶杆主动控制方法及装置能够为飞机驾驶员提供与飞行状态最接近的真实的驾驶感受。

Description

一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置
技术领域
本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种飞机驾驶杆主动控制装置。
背景技术
飞机发展到全助力操纵系统阶段，飞行员的操纵感觉已完全由人感系统提供。如图1所示，现有人感系统采用被动杆控制装置10来操纵飞机，即飞机驾驶杆11通过载荷机构12、阻尼器13等为飞行员提供力感，但是被动杆的杆力与杆位移关系固定，梯度为常值，这种感觉与飞机的飞行状态无关。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
在一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机驾驶杆主动控制方法，其中，所述飞机驾驶杆至少连接于一个驱动电机，通过所述驱动电机能够给所述飞机驾驶杆提供力反馈，所述主动控制方法包括：
获取施加于飞机驾驶杆的作用力、提供飞机驾驶杆力反馈的所述驱动电机的角位移以及飞机当前的飞行参数；
根据所述作用力、角位移以及所述飞行参数确定所述驱动电机的输出力，根据所述输出力确定所述驾驶杆的反馈位移。
在本申请的方法中，根据所述输出力确定所述驾驶杆的反馈位移，包括：对所述输出力依次进行质量积分和二次时间积分获取反馈位移。
在本申请的方法中，当飞机过载接近极限状态或者由于所述驾驶杆而导致飞机当前迎角和/或法向过载时，所述驱动电机输出能够使所述驾驶杆产生抖杆频率及振幅的输出力。
在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机驾驶杆主动控制装置，所述装置包括：
至少一个用于给飞机驾驶杆提供力反馈的驱动电机；
用于控制所述驱动电机的电机驱动模块；
用于获取飞机驾驶杆的操作力的力传感器；
用于获取驱动电机角位移的位移传感器；以及
用于控制电机驱动模块输出信号的所述控制器单元，其中，所述控制器单元根据所述力传感器和位移传感器测得的信号及飞机当前的飞行参数生成所述输出信号。
在本申请的装置中，所述控制器单元包括：
通讯控制模块，用于获取飞机当前的飞行参数；
处理模块，用于根据离散开关信号将所述飞行参数进行处理以数字信号；
信号调理模块，用于对所述力传感器和位移传感器采集的信号和所述数字信号进行调理；以及
PWM控制模块，用于将调理后的信号进行时序控制生成用于电机驱动模块使用的脉冲信号。
在本申请的装置中，所述通讯控制模块通过总线获取所述飞行参数。
在第三方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机驾驶杆，所述飞机驾驶杆按照如上任一所述的飞机驾驶杆主动控制方法进行控制。
在第四方面，本申请提供的技术方案是：一种飞机驾驶杆，所述飞机驾驶杆包括如上任一所述的飞机驾驶杆主动控制装置。
本申请的飞机驾驶杆主动控制方法及装置能够为飞机驾驶员提供与飞行状态最接近的真实的驾驶感受。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为现有技术的被动杆控制装置示意图。
图2为本申请的主动杆控制装置简化结构图。
图3为本申请的主动杆控制装置组成图。
图4为本申请的主动杆控制中力回路控制图。
图5为本申请的主动杆控制中驱动机构控制信号结构图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
由于现有技术中被动杆的杆力与位移关系固定，在飞机从某一高度飞至另一高度时，通过被动杆继续控制飞机并不能带来直观的高度感受。本申请提出的飞机驾驶杆(主动杆)可以根据飞机飞行状态实时调参，当飞机高度升高时，主动杆的杆力与位移关系会产生变化，以便给飞行员提供较为真实的感觉信息，进而提高飞机操纵品质。而如何控制驾驶杆驱动电机的运动，使其拥有最优的动态特性，此为主动杆的核心。
为此，本申请提供了飞机驾驶杆主动控制方法及装置。
如图2的飞机驾驶杆主动控制装置20结构简图所示，由于飞机通常需要进行俯仰和偏转运动，因此对于驾驶杆23的力反馈通过俯仰电机21和偏转电机22进行反馈。当驾驶杆23被施加前后方向的力时，俯仰电机21根据飞行的飞行状态提供相应的力反馈，以给予驾驶员较真实的反馈信息。
如图3所示实施例中俯仰电机21对驾驶杆23提供俯仰方面的力反馈为例，本申请的飞机驾驶杆主动控制装置20中，安装于驾驶杆23内的力传感器25可以获得驾驶员作用于飞机驾驶杆的操作力，安装于俯仰电机21内的位移传感器26可以测得俯仰电机21的角位移，控制器单元27接收上述的力传感器25测得的操作力和位移传感器26测得的角位移，并接收飞机当前的飞行参数可生成用于控制控制电机驱动模块24的输出信号，电机驱动模块24根据输出信号来控制俯仰电机21来提供力反馈。
其中，控制器单元27包括：通讯控制模块，用于获取飞机当前的飞行参数；处理模块，用于根据离散开关信号将飞行参数进行处理以数字信号；信号调理模块，用于对力传感器和位移传感器采集的信号和数字信号进行调理；以及PWM控制模块，用于将调理后的信号进行时序控制生成用于电机驱动模块使用的脉冲信号。
在本申请一实施例中，通讯控制模块可通过总线获取飞行参数。
另外，本申请还提供了的飞机驾驶杆主动控制方法，其中，飞机驾驶杆至少连接于一个驱动电机，通过驱动电机能够给飞机驾驶杆提供力反馈，主动控制方法包括：获取施加于飞机驾驶杆的作用力、提供飞机驾驶杆力反馈的驱动电机的角位移以及飞机当前的飞行参数；根据作用力、角位移以及飞行参数确定驱动电机的输出力，根据输出力确定驾驶杆的反馈位移。
在本申请中，根据输出力确定驾驶杆的反馈位移，包括：对输出力依次进行质量积分和二次时间积分获取反馈位移。
如图4所示的力回路控制图，其中驱动机构为驱动电机。接受驾驶员施加于驾驶的输入力F和感知到的力偏差输入信号εF，综合前述信号生成驱动电机的输出力。其中，前述信号中还可以包含驱动电机固有的摩擦力和阻尼等信息。驱动电机包含电流环、转速环、位置环等，输出力矩通过对质量积分可得到加速度，进一步对时间积分可得到速度，最后再次对时间积分可得到位置或位移。其中，前述加速度、速度和位移等反馈给驾驶杆模型，输出飞行员应该感觉到的仿真力Fsim(即二级弹簧阻尼系模拟应该输出的力)，仿真力Fsim又实时的加入前述信号中，形成实时反馈。在飞机正常飞行时，输出信号快速跟随输入信号，能够让飞行员实时感觉到当前的状态。
本申请中所采用的力回路控制方式，可以最大限度的提高飞机响应的快速性，避免飞行员感觉延迟造成过操作，还可以提高力感的稳定性，给飞行员提供好的操纵手感。
驾驶杆模型在考虑相对重要因素的影响时，可以被看成一个二阶弹簧阻尼系统，传递函数如下：F＝msimXcs2+bsimXcs+csimXc
其中：bsim为系统有效阻尼；csim为系统有效刚度；msim为系统等效质量。
在本申请的力回路控制中，在飞机过载接近极限状态或者飞行员拉杆过于剧烈使得当前迎角、法向过载，具有明显超限趋势等特殊情况时，即使未达到机械限位，但迎角、法向过载及平尾均接近其最大允许值，电机会输出很大的力驱动驾驶杆，飞行员会感到如同机械止动的效果，力回路还设有抖杆模块，软止动前，启动抖杆功能提醒飞行员飞机具有超限的危险趋势，并应用软止动功能限制其拉杆操作。
其中，驱动电机的信号控制结构如图5所示，负载力矩TL经转矩反馈系数Kt后与给定加载力矩Tr综合可得到力矩偏差△T，其经调节器系数Kp后可得到PWM控制电压Uct，在经PMW放大系数处理后得到电机输入电压Um，电机输入电压Um经转矩系数KT与电机电枢电阻Rm、电感Lm比值后可得到电机输出力矩Tm，电机输出力矩Tm又通过综合电机转动惯量Jm和额定磁通下电动势转速比Ke反馈至电机输入电压Um形成控制循环。
本申请应用力回路控制能够实现对驾驶杆(主动杆)驱动电机的控制，通过力回路控制驱动电机来驱动驾驶杆，可以给飞行员平滑、稳定、准确的操纵手感。
本申请提出的基于主动杆的控制方法及装置能够在飞机正常工作范围内快速响应，当飞机正常飞行时，飞控计算机能够根据飞行状态快速解算出杆力参数，驾驶杆能够实时为飞行员提供力感，且特定情况下具有软止动功能，当飞行员拉杆过于剧烈使得当前迎角或者法向过载，具有明显超限趋势时，即使未到机械限位，但迎角、法向过载及平尾接近其最大允许值，驾驶杆会提前抖动并实现软止动，提醒飞行员飞机具有超限的危险趋势，并限制飞行员拉杆操作。
最后，本申请中提供了一种飞机驾驶杆，其通过上述内容的飞机驾驶杆主动控制方法对飞机驾驶杆进行控制，或是采用上述内容的飞机驾驶杆主动控制装置构成的飞机驾驶杆。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机驾驶杆主动控制方法，其特征在于，所述飞机驾驶杆至少连接于一个驱动电机，通过所述驱动电机能够给所述飞机驾驶杆提供力反馈，所述主动控制方法包括：
获取施加于飞机驾驶杆的作用力、提供飞机驾驶杆力反馈的所述驱动电机的角位移以及飞机当前的飞行参数；
根据所述作用力、角位移以及所述飞行参数确定所述驱动电机的输出力，根据所述输出力确定所述驾驶杆的反馈位移。
2.如权利要求1所述的飞机驾驶杆主动控制方法，其特征在于，根据所述输出力确定所述驾驶杆的反馈位移，包括
对所述输出力依次进行质量积分和二次时间积分获取反馈位移。
3.如权利要求1所述的飞机驾驶杆主动控制方法，其特征在于，当飞机过载接近极限状态或者由于所述驾驶杆而导致飞机当前迎角和/或法向过载时，所述驱动电机输出能够使所述驾驶杆产生抖杆频率及振幅的输出力。
4.一种飞机驾驶杆主动控制装置，其特征在于，所述装置包括：
至少一个用于给飞机驾驶杆提供力反馈的驱动电机；
用于控制所述驱动电机的电机驱动模块；
用于获取飞机驾驶杆的操作力的力传感器；
用于获取驱动电机角位移的位移传感器；以及
用于控制电机驱动模块输出信号的所述控制器单元，其中，所述控制器单元根据所述力传感器和位移传感器测得的信号及飞机当前的飞行参数生成所述输出信号。
5.如权利要求4所述的飞机驾驶杆主动控制装置，其特征在于，所述控制器单元包括：
通讯控制模块，用于获取飞机当前的飞行参数；
处理模块，用于根据离散开关信号将所述飞行参数进行处理以数字信号；
信号调理模块，用于对所述力传感器和位移传感器采集的信号和所述数字信号进行调理；以及
PWM控制模块，用于将调理后的信号进行时序控制生成用于电机驱动模块使用的脉冲信号。
6.如权利要求4所述的飞机驾驶杆主动控制装置，其特征在于，所述通讯控制模块通过总线获取所述飞行参数。
7.一种飞机驾驶杆，其特征在于，所述飞机驾驶杆按照如权利要求1至3任一所述的飞机驾驶杆主动控制方法进行控制。
8.一种飞机驾驶杆，其特征在于，所述飞机驾驶杆包括如权利要求4至6任一所述的飞机驾驶杆主动控制装置。
CN201911416010.2A 2019-12-31 2019-12-31 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置 Pending CN111055998A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911416010.2A CN111055998A (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911416010.2A CN111055998A (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111055998A true CN111055998A (zh) 2020-04-24

Family

ID=70305761

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911416010.2A Pending CN111055998A (zh) 2019-12-31 2019-12-31 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111055998A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114162309A (zh) * 2021-11-30 2022-03-11 中国商用飞机有限责任公司 主动侧杆系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020135327A1 (en) * 2001-03-22 2002-09-26 Zenon Szulyk Dual input servo coupled control sticks
CN105468008A (zh) * 2015-12-12 2016-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机迎角保护控制方法
CN105599894A (zh) * 2016-02-25 2016-05-25 南京航空航天大学 一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法
CN106444429A (zh) * 2016-11-16 2017-02-22 北京航空航天大学 具有故障诊断能力无人直升机的飞控仿真系统
CN207496920U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种三自由度飞机侧驾驶杆

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020135327A1 (en) * 2001-03-22 2002-09-26 Zenon Szulyk Dual input servo coupled control sticks
CN105468008A (zh) * 2015-12-12 2016-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机迎角保护控制方法
CN105599894A (zh) * 2016-02-25 2016-05-25 南京航空航天大学 一种飞机主动侧杆系统的杆力控制方法
CN106444429A (zh) * 2016-11-16 2017-02-22 北京航空航天大学 具有故障诊断能力无人直升机的飞控仿真系统
CN207496920U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种三自由度飞机侧驾驶杆

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
韩亚龙等: "失速保护系统上电短暂抖杆问题研究", 《科技资讯》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114162309A (zh) * 2021-11-30 2022-03-11 中国商用飞机有限责任公司 主动侧杆系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
AU2013234603B2 (en) Altitude regulator
EP2544944B1 (en) Apparatus and methods for control of a vehicle
US20180093868A1 (en) Anti-sway crane control method with a third-order filter
Nehaoua et al. Motion cueing algorithms for small driving simulator
CN109747431B (zh) 一种电动汽车的驻坡控制方法、系统及装置
US11932397B2 (en) Methods of taking a measurement
CN110647160A (zh) 一种用于航空器的飞行控制方法和装置
WO2019091419A1 (zh) 一种无人机增稳控制方法、装置以及无人机
CN111055998A (zh) 一种飞机驾驶杆主动控制方法及装置
CN108445910A (zh) 控制无人飞行器的电机加速的方法、装置和电子调速器
US5738310A (en) Rudder bar system with force gradient for a helicopter
CN110262541B (zh) 无人机控制方法、装置、无人机、遥控器及存储介质
CN107703979B (zh) 舵机伺服系统的尖峰电流抑制方法及装置
US9776708B2 (en) Method of managing discontinuities in vehicle control following a control transition, and a vehicle
CN108639313B (zh) 一种飞机主动侧杆系统的高精度杆力控制方法
CN113486438B (zh) 失速尾旋实时飞行仿真建模及失速尾旋飞行模拟方法
US20210371009A1 (en) Generating steering wheel torques as tactile feedback in vehicle steering systems
CN113767350A (zh) 无人机的动力输出检测方法和设备
JP2862205B2 (ja) 模型エンジン用ガバナ装置
WO2024014135A1 (ja) 姿勢制御装置、飛行体および姿勢制御方法
JPH0411440B2 (zh)
JP7139229B2 (ja) 遠隔制御ヘリコプタの駆動制御装置
CN111742270A (zh) 信息处理装置和信息处理方法
CN109857132B (zh) 一种飞行控制装置及方法
Kikuchi et al. Disturbance estimation and disturbance suppression control using intelligent amplifier for multi-copter

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20200424

RJ01 Rejection of invention patent application after publication