CN112644689B

CN112644689B - 一种飞机法向过载信号状态确定方法

Info

Publication number: CN112644689B
Application number: CN202011612759.7A
Authority: CN
Inventors: 姬云; 赵海; 杨宝钧; 刘世民
Original assignee: AVIC First Aircraft Institute
Current assignee: AVIC First Aircraft Institute
Priority date: 2020-12-29
Filing date: 2020-12-29
Publication date: 2022-11-22
Anticipated expiration: 2040-12-29
Also published as: CN112644689A

Abstract

本发明属于航空飞行控制领域，公开了一种飞机法向过载信号状态确定方法，包括：确定余度管理输出的法向过载信号状态，当法向过载信号有效时，根据自动飞行控制系统接通或断开状态、驾驶杆纵向位移逻辑运算结果、驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息确定法向过载信号是否真的有效；当法向过载信号真的有效时，所述法向过载信号直接进行控制律运算；当法向过载信号故障时，控制律自动切换到法向过载重构信号并使用重构后的法向过载信号进行控制律运算，及时有效地确定余度管理系统未发现的法向过载信号故障类型，迅速将故障的法向过载信号进行隔离并转换到法向过载重构信号进行控制律运算确保飞行安全及任务执行率。

Description

一种飞机法向过载信号状态确定方法

技术领域

本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机法向过载信号状态确定方法。

背景技术

法向过载信号是现代高性能电传飞行控制律中最重要的信号之一，用于实现中性速度稳定功能、过载保护功能以及改善飞行品质等，为了提高法向过载信号的可靠性，飞行控制系统对法向过载信号进行了多余度配置。

目前，余度管理系统通过对多余度法向过载信号本身特性(同步性、传输延

迟时间、信号之间的差值等)进行监控及表决判断其是否正确有效，并没有与飞行状态信息紧密结合。对于多余度法向过载传感器同时掉电、输出插头未连接、甚至传输线路被割断等特殊情况，多余度法向过载信号的一致性非常好，但信号特性明显与飞行状态或飞行员操纵后的飞机响应不一致或完全相反。这种情况下余度管理系统仍然判断法向过载信号是正确的，将故障的法向过载信号发送到控制律进行运算，也不会上报故障信息提醒飞行员法向过载信号已故障，这必然导致飞机响应异常，甚至会导致飞机失速、失控或超过机体结构的最大承载能力而解体。若飞行员经验丰富、处理突出异常事件能力强，则会根据飞机响应异常迅速人工转换到应急控制模式(例如模拟备份控制系统、或机械备份控制系统)。但这取决于飞行员处理突发异常现象的经验及应变能力，以及采取人工转换控制模式动作的快慢，极大地增加了飞行员操纵负担及心里压力，还严重危及飞行安全。

发明内容

本发明的目的是提出一种基于操纵指令及飞行状态信息对飞机法向过载信号状态进行确定的方法，作为余度管理系统的补充，及时有效地确定余度管理系统未发现的法向过载信号故障类型，迅速将故障的法向过载信号进行隔离并转换到法向过载重构信号进行控制律运算确保飞行安全及任务执行率、减轻飞行操作负担及心里压力，同时上报故障信息提醒飞行员具体故障内容。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。

一种飞机法向过载信号状态确定方法，所述方法包括如下步骤：

S1，确定余度管理输出的法向过载信号状态SW_FAULT_NY_RE，当法向过载信号有效时，根据自动飞行控制系统接通或断开状态、驾驶杆纵向位移逻辑运算结果、驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息确定法向过载信号是否真的有效；

S2，当法向过载信号真的有效时，所述法向过载信号直接进行控制律运算；

S3，当法向过载信号故障时，控制律自动切换到法向过载重构信号并使用重构后的法向过载信号进行控制律运算。

本发明技术方案的特点和进一步的改进为：

1)S1中，根据自动飞行控制系统接通或断开状态、驾驶杆纵向位移逻辑运算结果、驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息确定法向过载信号是否真的有效；具体为：

S11，确定自动飞行控制系统接通或断开状态SW_AP；

S12，确定驾驶杆纵向位移逻辑运算结果SW_Xe；

S13，获取驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息；

S14，确定法向过载信号状态SW_FAULT_NY_STATE；确定法向过载信号状态包含驾驶杆纵向位移在中立位置和驾驶杆纵向位移不在中立位置。

2)驾驶杆纵向位移在中立位置时：SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0且 SW_Xe＝1；

(1)当n_y>n_ysign的持续时间不小于第一预设值或n_y<n_y0的持续时间不小于第一预设值；其中，n_y是飞机法向过载，n_ysign是最大过载保护功能接通时的过载值；n_y0是最小过载保护功能接通时的过载值；

(2)当n_y在0.95n_ypf≤n_y≤1.05n_ypf范围内某一数值并保持不变时，收放起落架、收放襟翼、收放缝翼、改变油门杆偏度大于30％最大油门偏度时法向过载信号保持不变的持续时间不少于第二预设值；其中，n_ypf是飞机平飞法向过载；

(3)当n_y在1.05n_ypf≤n_y≤n_ysign范围内某一数值并保持不变时，飞机法向过载增量Δn_y>0，控制律的积分器指令升降舵自动下偏，从而飞机低头运动，飞机俯仰角速率ω_z和飞机迎角α同时减小,飞机实际法向过载也减小，这种状态持续时间不少于第二预设值；

(4)当n_y在n_y0≤n_y≤0.95n_ypf范围内某一数值并保持不变，飞机法向过载增量Δn_y<0，控制律的积分器指令升降舵自动上偏，从而飞机抬头运动，飞机俯仰角速率ω_z和飞机迎角α同时增加,飞机实际法向过载也增加，这种状态持续时间不少于第二预设值；

(5)当n_y在n_y0≤n_y≤n_ysign范围内单调变化或振荡变化的持续时间不小于第二预设值；

以上五种情况全部不满足时SW_FAULT_NY_STATE＝0，以上五种情况至少满足一条时SW_FAULT_NY_STATE＝1；SW_FAULT_NY_STATE＝0表示法向过载信号真的有效，SW_FAULT_NY_STATE＝1表示法向过载信号故障。

3)当驾驶杆纵向位移不在中立位置：SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0 且SW_Xe＝0；

(1)当n_y在n_ymin≤n_y≤n_ymax范围内某一数值并保持不变的持续时间不少于第二预设值；其中，n_ymax是最大过载保护值；n_ymin是最小过载保护值；

(2)当α<α_sign时，飞机响应与飞行员纵向操纵驾驶杆后飞机正常响应相反的持续时间不小于第一预设值，α_sign是告警迎角值；

(3)当α≥α_sign时，先减小驾驶杆纵向操纵使α<α_sign后执行(2)；

以上三种情况全部不满足时SW_FAULT_NY_STATE＝0，以上三种情况至少满足一条时SW_FAULT_NY_STATE＝1；SW_FAULT_NY_STATE＝0表示法向过载信号真的有效，SW_FAULT_NY_STATE＝1表示法向过载信号故障。

4)S3具体为：

确定法向过载信号状态SW_FAULT_NY：

当SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_FAULT_NY_STATE＝0时，

SW_FAULT_NY＝0，则法向过载信号真的有效，法向过载信号直接进行控制律运算；

当SW_FAULT_NY_RE＝1或SW_FAULT_NY_STATE＝1时，

SW_FAULT_NY＝1，则法向过载信号故障，控制律自动切换到法向过载重构信号并使用重构后的法向过载信号进行控制律运算。

5)S3中，当法向过载信号故障时，所述方法还包括：上报法向过载信号故障。

6)所述第一预设值为0.5秒。

7)所述第二预设值为1秒。

本发明把法向过载信号特性与操纵指令及飞行状态信息紧密结合，作为已有余度管理系统的补充，对余度管理系统未发现或不能确定的故障模式进行确认，建立更加可靠的法向过载信号正确或故障的确认方法，确保飞行安全，提高任务执行率，减轻飞行员操作负担以及飞行员心里压力。本发明不需要对已有余度管理系统或飞机任何操纵机构进行改造，也不需要增加传感器类型和已有传感器数量，只需在控制律运算之前使用本发明的法向过载信号正确性确定方法，节约改造成本，缩短研制周期。

附图说明

图1为本发明实施例提供的纵向控制律框图；

图2为指令成型中驾驶杆纵向位移与法向过载关系示意图；

图3为飞机法向过载信号状态确定方法示意图；

图4为法向过载信号正常、故障情况下的飞机响应曲线示意图。

具体实施方式

为了确保飞行安全、提高任务执行率以及减轻飞行员操作负担及心里压力，必须对法向过载信号的状态进行全面分析，本发明技术方案基于飞行状态信息和操纵指令，在控制律运算之前建立新的法向过载信号状态确定方法、作为余度管理系统的补充，更加可靠地确定法向过载信号是否正确，及时将故障的法向过载信号隔离并转换到法向过载重构信号；同时上报故障信息，提醒飞行员故障具体内容。

本发明实施例提供一种飞机法向过载信号状态确定方法，如图1-图3所示，具体包括：

步骤一、确定余度管理输出的法向过载信号状态SW_FAULT_NY_RE：

SW_FAULT_NY_RE＝0表示法向过载信号正确有效，执行步骤二～步骤五； SW_FAULT_NY_RE＝1表示法向过载信号故障(或失效)，执行步骤五；

步骤二、确定自动飞行控制系统接通或断开状态SW_AP：

SW_AP＝1表示自动飞行控制系统接通；SW_AP＝0表示自动飞行控制系统断开；

步骤三、确定驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移逻辑运算结果SW_Xe:若 |Xe|>Xe_D说明驾驶杆(或驾驶盘)不处于中立位置，驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移逻辑运算结果为0，即SW_Xe＝0；若|Xe|≤Xe_D说明驾驶杆(或驾驶盘)处于中立位置，驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移逻辑运算结果为1，即SW_Xe＝1；

其中，Xe是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移；Xe_D是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移死区环节宽度；

步骤四、基于操纵指令及飞行状态信息确定法向过载信号状态

SW_FAULT_NY_STATE：

1)当SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0且SW_Xe＝1

(1)n_y>n_ysign或n_y<n_y0持续时间不小于0.5秒；其中，n_y是飞机法向过载， n_ysign是最大过载保护功能接通时的过载值；n_y0是最小过载保护功能接通时的过载值；

(2)0.95n_ypf≤n_y≤1.05n_ypf范围内某一数值并保持不变，收放起落架、收放襟翼(或缝翼)、快速改变油门杆偏度大于30％最大油门偏度时法向过载信号保持不变的持续时间不少于1.0秒；

其中，n_ypf是飞机平飞法向过载；

(3)1.05n_ypf≤n_y≤n_ysign范围内某一数值并保持不变，由于Δn_y>0积分器指令升降舵(平尾)自动下偏飞机低头运动，飞机俯仰角速率ω_z和飞机迎角α同时减小,飞机实际法向过载也减小，这与Δn_y>0完全相反，持续时间不少于1.0秒；

(4)n_y0≤n_y≤0.95n_ypf范围内某一数值并保持不变，由于Δn_y<0积分器指令升降舵(平尾)自动上偏飞机抬头运动，飞机俯仰角速率ω_z和飞机迎角α同时增加,飞机实际法向过载也增加，这与Δn_y<0完全相反，持续时间不少于1.0秒；

(5)n_y0≤n_y≤n_ysign范围内单调变化或振荡变化的持续时间不小于1.0秒；

以上五种情况全部不满足时SW_FAULT_NY_STATE＝0，以上五种情况至少满足一条时SW_FAULT_NY_STATE＝1；

2)当SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0且SW_Xe＝0

(1)n_ymin≤n_y≤n_ymax范围内某一数值并保持不变的持续时间不少于1.0秒；其中，n_ymax是最大过载保护值；n_ymin是最小过载保护值；

(2)α<α_sign飞机响应与飞行员纵向操纵驾驶杆后的飞机正常响应相反的持续时间不小于0.5秒，α_sign是告警迎角值；

(3)α≥α_sign时先减小驾驶杆(驾驶盘)纵向操纵使α<α_sign后执行2)；

以上三种情况全部不满足时SW_FAULT_NY_STATE＝0，以上三种情况至少满足一条时SW_FAULT_NY_STATE＝1；

步骤五、确定法向过载信号状态SW_FAULT_NY：当

SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_FAULT_NY_STATE＝0时

SW_FAULT_NY＝0，则法向过载信号正确，法向过载信号直接进行控制律运算；当SW_FAULT_NY_RE＝1或SW_FAULT_NY_STATE＝1时

SW_FAULT_NY＝1，则法向过载信号故障，控制律自动切换到法向过载重构

信号并使用重构后的法向过载信号进行控制律运算，同时上报法向过载信号故障。

其中：

Xe是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移；

Xe_D是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移死区环节宽度；

XeD是经过死区环节后的驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移；

Δn_ycmd是指令成型输出的法向过载指令值；

n_y是飞机法向过载；

n_ypf是飞机平飞法向过载；

Δn_y是飞机法向过载增量；

ω_z是飞机俯仰角速率；

α是飞机迎角；

δ_e是升降舵(或平尾)偏度；

TNY是法向过载反馈支路滤波器参数；

TWZ是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路滤波器参数；

TWZL是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路滤波器分子参数；

TWZU是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路滤波器分母参数；

TA是迎角反馈支路滤波器参数；

是法向过载反馈支路增益参数；

是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数；

是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数；

K_α是迎角反馈支路增益参数；

K_P是比例环节增益参数；

K_I是积分环节增益参数；

Xe_max是驾驶杆纵向最大位移(前推为正)；

Xe₀是最小过载保护功能接通时的杆位移；

Xe_sign是最大过载保护功能接通时的杆位移；

Xe_min是驾驶杆纵向最小位移(后拉为负)；

n_ymax是最大过载保护值；

n_ysign是最大过载保护功能接通时的过载值；

n_y0是最小过载保护功能接通时的过载值；

n_ymin是最小过载保护值；

SW_FAULT_NY_RE是余度管理系统输出的法向过载信号状态；

SW_AP是自动飞行控制系统接通或断开状态；

α_sign是告警迎角值；

SW_FAULT_NY_STATE是基于操纵指令及飞行状态信息确定的法向过载信号状态；

SW_FAULT_NY是经过逻辑或运算后的法向过载信号状态。

以某型具有中性速度稳定功能的电传飞行控制系统飞机为例，计算过程中所用到得飞机数据有：飞机重量20000kg，飞行高度3000m，飞行速度0.7马赫数，平飞法向过载为1.0，最大过载6.5，最小过载-2.0，告警迎角14.5°，纵向杆位移死区环节宽度1.0mm。

控制律运算使用的所有信号均正常有效且未操纵驾驶杆，飞机以平飞状态飞行，第5秒钟时刻法向过载传感器同时掉电，输出法向过载为0.0保持不变。

(1)余度管理系统经过监控、表决后仍然确定法向过载信号正常有效，则

SW_FAULT_NY_RE＝0；

(2)自动飞行控制系统未接通，则SW_AP＝0；

(3)未操纵驾驶杆，即驾驶杆纵向处于中立位置，则SW_Xe＝1；

(4)由于驾驶杆处于中立位置，经指令成型产生的过载指令Δn_ycmd＝0，但 n_y＝0即n_y<n_ypf，则Δn_y<0积分器为了将Δn_y的数据消除到零，不断进行积分指令升降舵自动上偏，飞机抬头运动，ω_z和α均不断增大，飞机实际法向过载也不断增大很快达到1.0，此时积分器应该停止积分并保持输出值不变，飞机继续保持平飞状态。但余度管理系统输出到控制律运算的法向过载信号始终为0，因此积分器不断积分指令升降舵继续上偏直到飞机迎角超过告警迎角后在迎角保护功能作用下升降舵不再继续上偏，过载也不再继续增大。飞机法向过载、迎角、俯仰角速率及升降舵偏度如附图4所示。

使用本发明的方法得到SW_FAULT_NY_STATE＝1；

(5)由于SW_FAULT_NY_RE＝0，但SW_FAULT_NY_STATE＝1，因此经过逻辑或运算后SW_FAULT_NY＝1，控制律第16秒切断故障的法向过载信号，并使用重构的法向过载进行运算，同时上报法向过载信号故障提醒飞行员注意。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

S3，当法向过载信号不是真的有效时，控制律自动切换到法向过载重构信号并使用重构后的法向过载信号进行控制律运算。

2.根据权利要求1所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，S1中，根据自动飞行控制系统接通或断开状态、驾驶杆纵向位移逻辑运算结果、驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息确定法向过载信号是否真的有效；具体为：

S11，确定自动飞行控制系统接通或断开状态SW_AP；

S12，确定驾驶杆纵向位移逻辑运算结果SW_Xe；

S13，获取驾驶杆纵向操纵指令及飞行状态信息；

S14，确定法向过载信号状态SW_FAULT_NY_STATE；确定法向过载信号状态包含驾驶杆纵向位移在中立位置和驾驶杆纵向位移不在中立位置，其中，法向过载信号状态SW_FAULT_NY_STATE是基于操纵指令及飞行状态信息确定的法向过载信号状态。

3.根据权利要求2所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，驾驶杆纵向位移在中立位置时：SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0且SW_Xe＝1；

4.根据权利要求3所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，当驾驶杆纵向位移不在中立位置：SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_AP＝0且SW_Xe＝0；

5.根据权利要求4所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，S3具体为：

确定法向过载信号状态SW_FAULT_NY，法向过载信号状态SW_FAULT_NY是经过逻辑或运算后的法向过载信号状态；

当SW_FAULT_NY_RE＝0且SW_FAULT_NY_STATE＝0时，

当SW_FAULT_NY_RE＝1或SW_FAULT_NY_STATE＝1时，

6.根据权利要求1所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，S3中，当法向过载信号故障时，所述方法还包括：上报法向过载信号故障。

7.根据权利要求4所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，所述第一预设值为0.5秒。

8.根据权利要求4所述的一种飞机法向过载信号状态确定方法，其特征在于，所述第二预设值为1秒。