CN112623192A - 一种飞机方向舵自动配平控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机飞行控制领域，提供一种飞机方向舵自动配平控制方法，涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机在定常盘旋时自动实现协调转弯，非对转螺旋桨飞机在定常盘旋时减小侧滑角，非对转螺旋桨飞机、多发飞机单发失效在机翼水平时自动保持飞行航向。技术方案包括：将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。

Description

一种飞机方向舵自动配平控制方法

技术领域：

本发明属于飞机飞行控制领域，具体涉及飞机飞行控制系统的一种控制方法。

背景技术：

飞机在飞行过程中，为了实现以下目的，飞行员需要方向舵进行配平，即改变方向舵的中立位：

a)飞机滚转进行定常盘旋时，方向舵中立位向滚转方向偏转消除侧滑角，实现协调转弯，即没有侧滑角的转弯；

b)非对转螺旋桨飞机在机翼水平定常平飞时，由于螺旋桨滑流的不对称，通过调整方向舵中立位保持飞机飞行航向；

c)多发飞机单发失效时，由于动力的不对称使飞机发生偏航，方向舵中立位向失效发动机相反一侧偏转，使飞机机翼水平时保持飞行航向。

目前飞行控制系统对于方向舵的配平采用的是手动配平，即飞行员根据当前飞行状态操纵配平机构调整方向舵的中立位。

除此之外，为了自动实现上述目的的a)，目前飞行控制系统对方向舵还有以下两种控制方法：

1)方向舵与副翼(或滚转角)成比例进行偏转，即副翼偏度(或滚转角)乘以系数作为方向舵偏度的指令，右副翼下偏时(或左滚转时)使方向舵左偏；

2)侧滑角比例反馈到方向舵，即侧滑角乘以增益系数后作为方向舵的指令，如果飞机产生右侧滑，则方向舵右偏以减小侧滑。

两种控制方法都存在不足，其问题是：

1)第一种控制方法：在整个飞行包线内，对于不同的飞行状态，方向舵与副翼(或滚转角)的比例关系不固定；在滚转过程中，方向舵与副翼的偏转不为正比关系。该控制方法在不同滚转角下只能做部分补偿，减小转弯时的侧滑角，不能完全消除侧滑。

2)第二种控制方法：由于侧滑角传感器在原理上的局限性，侧滑角信号难以测量且精度不够；该控制方法的原理是利用侧滑角产生方向舵偏度，即方向舵产生偏度的前提是存在侧滑角，因此从控制原理上方向舵不能实现对侧滑的完全消除。

为了自动实现方向舵配平目的中的c)，目前涡扇/涡喷飞机的飞行控制系统中的推力不对称补偿功能可控制方向舵自动偏转，即将发动机的转数差比例反馈到方向舵。但该控制方法由于发动机、气动数据存在误差，只是实现部分的配平，飞行员在此基础上还需要进行额外的操纵才能进行完全的配平。

发明内容：

本发明内容的目的是提供一种飞机方向舵自动配平控制方法，涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机在定常盘旋时自动实现协调转弯，非对转螺旋桨飞机在定常盘旋时减小侧滑角，非对转螺旋桨飞机、多发飞机单发失效在机翼水平时自动保持飞行航向。

本发明是通过下述的技术方案实现的：

一种飞机方向舵自动配平控制方法，包括：

将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。

包括：

步骤1、侧向过载信号Ny通过低通滤波器

后得到Ny_F，其中，T_Ny为低通滤波器的时间常数，S为拉普拉斯因子；

步骤2、Ny_F经过积分器通断开关Ny_INT_SW得到Ny_SW；

步骤3、Ny_SW乘以增益K_{Ny_INT}得到Ny_INT；

步骤4、Ny_INT减Ny_ZERO得到Ny_INT0；

步骤5、Ny_INT0经过限幅积分得到方向舵配平中立位输出δr_CMD；

步骤6、δr_CMD经过积分器清零通断开关Ny_ZERO_SW得到δr_SW；

步骤7、δr_SW乘以增益K_{Ny_ZERO}得到Ny_ZERO，迭代回步骤4；

步骤8、积分器的积分值δr_CMD作为方向舵配平中立位输出，或与方向舵增稳反馈信号及脚蹬操纵信号进行叠加后作为方向舵偏度的控制指令。

步骤1低通滤波器的时间常数T_Ny选择范围为1/20-1/15。

步骤2积分器通断开关逻辑为：

有轮载信号或积分器清零通断开关接通时，积分器通断开关断开，Ny_INT_SW＝0，Ny_SW＝0；其他情况积分器通断开关接通，Ny_INT_SW＝1,Ny_SW＝Ny_F。

步骤3中增益K_{Ny_INT}范围为0.1-50。

步骤4中Ny_ZERO初始值为0。

步骤5中Ny_INT_LIMD<δr_CMD<Ny_INT_LIMU；其中，Ny_INT_LIMU和Ny_INT_LIMD为积分器的限幅值，根据全飞行包线内协调转弯、定常平飞、单发失效时方向舵的舵面偏度确定，Ny_INT_LIMD为舵面偏度最小值，Ny_INT_LIMU为舵面偏度最大值。

步骤6中积分器清零通断开关逻辑为持续10秒有轮载信号且轮速小于1.1倍滑行速度，或自动飞行控制系统接通，或增稳反馈信号故障时，积分器清零通断开关接通，Ny_ZERO_SW＝1，δr_SW＝δr_CMD；其余情况积分器清零通断开关断开，Ny_ZERO_SW＝0，δr_SW＝0。

步骤7中K_{Ny_ZERO}范围为1-5。

本发明的有益效果是：

1)采用了侧向过载信号作为控制系统的反馈信号源，由于其来自于惯性导航系统，实现了控制信号的稳定和高精度；

2)采用了积分反馈作为控制方法，实现了任意飞行状态下有限时间内方向舵将侧向过载配平到0；

3)采用了消除侧向过载作为控制目标，由于涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机侧滑角与侧向过载大致成正比关系，消除了侧向过载等价与消除了侧滑，实现了涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机在定常盘旋时的自动协调转弯；由于非对称螺旋桨飞机侧滑角与侧向过载大致成线性关系(0°侧滑角不对应0侧向过载)，实现了非对称螺旋桨飞机定常盘旋时侧滑角的减小；由于飞机没有侧向过载，飞行速度方向相对于飞机机体没有改变，实现了非对称螺旋桨飞机机翼水平时飞行航向的保持；同样的原理，不需要启用额外的方向舵控制方法，飞行员也不需要进行额外的方向舵配平操纵，实现了多发飞机单发失效时飞行航向的保持。

附图说明：

图1是本发明方向舵自动配平控制方法的流程图。

图2是本发明方向舵通道稳定裕度求解示意图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明作进一步说明。

本发明提供一种飞机方向舵自动配平控制方法，由侧向过载低通滤波器、侧向过载增益、侧向过载限幅积分器、积分器通断逻辑和积分器清零逻辑组成；控制方法的输入为飞机的侧向过载，输出为方向舵偏度指令；控制原理是将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。

方法流程包括：

步骤1、侧向过载信号(即图1中的Ny)通过低通滤波器

后得到Ny_F。低通滤波器的时间常数(即图1中的T_Ny值)根据衰减侧向过载信号高频噪声、传递飞行员操纵频率(小于3Hz)的原则，选择范围为1/20-1/15；

步骤2、Ny_F经过积分器通断开关得到Ny_SW。积分器通断开关逻辑为有轮载信号或积分器清零通断开关接通时(接通逻辑在步骤6给出)，积分器通断开关断开，即图1中Ny_INT_SW＝0，Ny_SW＝0；其他情况积分器通断开关接通，即图1中Ny_INT_SW＝1,Ny_SW＝Ny_F。

步骤3、Ny_SW乘以增益K_{Ny_INT}得到Ny_INT。增益K_{Ny_INT}根据方向舵通道的稳定裕度和配平速度确定积分器的增益确定：增益越大配平速度越快，稳定裕度越小。方向舵通道稳定裕度求解原理如图2，根据方向舵作动器前端到飞行控制系统输出指令的幅频特性，得到方向舵通道的幅值裕度和相位裕度，按照标准要求，幅值裕度不低于6dB，相位裕度不低于45°。增益可根据飞行高度和速度(马赫数)进行插值，实现不同飞行状态的方向舵通道稳定和快速自动配平。增益K_{Ny_INT}范围通常为0.1-50。

步骤4、Ny_INT减Ny_ZERO得到Ny_INT0，其中Ny_ZERO由步骤7得到。

步骤5、Ny_INT0经过限幅积分得到方向舵配平中立位输出(即图1中的δr_CMD)。积分器的限幅值(即图1中的Ny_INT_LIMU和Ny_INT_LIMD值)根据全飞行包线内协调转弯、定常平飞、单发失效时方向舵的舵面偏度最大值确定。

步骤6、δr_CMD经过积分器清零通断开关得到δr_SW。积分器清零通断开关逻辑为持续10秒有轮载信号且轮速小于1.1倍滑行速度，或自动飞行控制系统接通，或增稳反馈信号故障时，积分器清零通断开关接通，即图1中Ny_ZERO_SW＝1，δr_SW＝δr_CMD；其余情况积分器清零通断开关断开，即图1中Ny_ZERO_SW＝0，δr_SW＝0。

步骤7、δr_SW乘以增益K_{Ny_ZERO}得到Ny_ZERO，K_{Ny_ZERO}根据积分器清零过程的时间4/K_{Ny_ZERO}确定，范围为1-5。

步骤8、积分器的积分值(即图1中的δr_CMD)作为方向舵配平中立位输出，或与方向舵增稳反馈信号及脚蹬操纵信号进行叠加后作为方向舵偏度的控制指令。

Claims (9)

1.一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，包括：

将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。

2.如权利要求1所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，包括：

步骤1、侧向过载信号Ny通过低通滤波器

后得到Ny_F，其中，T_Ny为低通滤波器的时间常数，S为拉普拉斯因子；

步骤2、Ny_F经过积分器通断开关Ny_INT_SW得到Ny_SW；

步骤3、Ny_SW乘以增益K_{Ny_INT}得到Ny_INT；

步骤4、Ny_INT减Ny_ZERO得到Ny_INT0；

步骤5、Ny_INT0经过限幅积分得到方向舵配平中立位输出δr_CMD；

步骤6、δr_CMD经过积分器清零通断开关Ny_ZERO_SW得到δr_SW；

步骤7、δr_SW乘以增益K_{Ny_ZERO}得到Ny_ZERO，迭代回步骤4；

步骤8、积分器的积分值δr_CMD作为方向舵配平中立位输出，或与方向舵增稳反馈信号及脚蹬操纵信号进行叠加后作为方向舵偏度的控制指令。

3.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤1低通滤波器的时间常数T_Ny选择范围为1/20-1/15。

4.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤2积分器通断开关逻辑为：

有轮载信号或积分器清零通断开关接通时，积分器通断开关断开，Ny_INT_SW＝0，Ny_SW＝0；其他情况积分器通断开关接通，Ny_INT_SW＝1,Ny_SW＝Ny_F。

5.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤3中增益K_{Ny_INT}范围为0.1-50。

6.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤4中Ny_ZERO初始值为0。

7.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤5中Ny_INT_LIMD<δr_CMD<Ny_INT_LIMU；其中，Ny_INT_LIMU和Ny_INT_LIMD为积分器的限幅值，根据全飞行包线内协调转弯、定常平飞、单发失效时方向舵的舵面偏度确定，Ny_INT_LIMD为舵面偏度最小值，Ny_INT_LIMU为舵面偏度最大值。

8.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤6中积分器清零通断开关逻辑为持续10秒有轮载信号且轮速小于1.1倍滑行速度，或自动飞行控制系统接通，或增稳反馈信号故障时，积分器清零通断开关接通，Ny_ZERO_SW＝1，δr_SW＝δr_CMD；其余情况积分器清零通断开关断开，Ny_ZERO_SW＝0，δr_SW＝0。

9.如权利要求2所述的一种飞机方向舵自动配平控制方法，其特征在于，

步骤7中K_{Ny_ZERO}范围为1-5。

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