CN113419556A - 一种基于指令迎角的飞机起降控制方法 - Google Patents
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Abstract
本申请提供一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，所述方法包括：构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；根据飞机起降控制律控制飞机起降。
Description
技术领域
本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种基于指令迎角的飞机起降控制方法。
背景技术
随着航空技术的发展，飞机的使用范围越来越广泛，无论是军事防空，还是交通运输都得到了广泛应用，而飞机的起飞、着陆是飞机完成任务必不可少的阶段。
起飞、着陆对轨迹操纵具有较高精度需求，因此需要一种飞机起降的控制方法以提供高精度的起飞、着陆操纵控制。
发明内容
本申请的目的是提供了一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，以提高飞机着陆精度，保证固定翼飞机具有令人满意的飞行品质，具有良好的稳定性和操纵性，从而减轻飞行员负担。
在一方面，本申请提供的技术方案是：一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，所述方法包括：
构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；
根据飞机起降控制律控制飞机起降。
在本申请中，所述预处理模块的实现过程如下：
根据飞机安装的传感器的特性，选着相应的低通滤波器，完成迎角、俯仰角速率和法向过载信号的滤波处理，滤除信号的高频分量，其通用表达式为
其中K为放大系数，TI为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子，T1、
为分别为振动环节的时间常量和阻尼，决定了滤波器的截止特性；
且增加速率饱和滤波器
滤波器中包含限幅环节，其中K为放大系数，TI为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子；
对于柔性较大的飞机，在俯仰角速率和过载支路引入结构陷波器，滤除飞机振动频率处的传感器信号，防止飞机产生共振，具体表达式为
其中，T1、T2、
分别为振动环节的时间常量和阻尼，s为频域变换因子，决定了限制信号的中心频率和频率范围以及限制强度，此环节需要根据飞机的实际特性设置不同中心频率的N个环节，N为自然数。
在本申请中，所述指令模块的实现过程如下：
当小幅值操纵驾驶杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αny＝1(Xp)；
当大幅值推杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αmin(Xp)；
当大幅值拉杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αmax(Xp)；
其中，α为飞机的迎角指令，αmin飞机的最小迎角，αmax飞机的最大迎角，Xp为驾驶杆的位。
在本申请中，所述积分模块的实现过程如下：
在前向通道置有比例积分控制律，以实现迎角指令无静差控制，其中积分器增益跟随动静压调参，设计积分器初值切换逻辑，保证积分器在接通和切断过程中平尾舵面不出现突变。
在本申请中，所述转换模块的实现过程如下：
根据滑跑和起飞着陆阶段特性，在飞机着陆到滑跑阶段，飞机前轮承载时切断飞机的迎角反馈，主轮承载时切断积分控制，相反在飞机滑跑到起飞阶段，飞机前轮非承载时接通飞机的迎角反馈，主轮非承载时接通积分控制。
另一方面，本申请提供的技术方案是：一种飞行控制系统，所述飞行控制系统按照上述任一所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法对飞机进行控制。
本申请。
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为本申请的基于指令迎角的飞机起降控制方法流程图。
图2为本申请的基于指令迎角的飞机起降控制方法示意图。
图3为本申请中的指令模块实现过程示意图。
图4为本申请中的积分模块实现过程示意图。
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。
如图1和图2所示，本申请提供的基于指令迎角的飞机起降控制方法，包括如下步骤：
S1、构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；
S2、根据飞机起降控制律控制飞机起降。
其中，在步骤S1中：
预处理模块实现反馈信号滤波过程为：根据飞机安装的传感器的特性，选着相应的低通滤波器，完成迎角、俯仰角速率和法向过载信号的滤波处理，滤除信号的高频分量，其通用表达式为
其中K—放大系数，TI—信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子，T1，
—分别为振动环节的时间常量和阻尼，决定了滤波器的截止特性。
为防止大气扰动等引起的快变信号进入回路引起舵机速率饱和，解决系统大扰动条件下的系统稳定性问题，增加速率饱和滤波器
滤波器中包含限幅环节，其中K为放大系数，TI为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子。对于柔性较大的飞机，需要在俯仰角速率和过载支路引入结构陷波器，滤除飞机振动频率处的传感器信号，防止飞机产生共振，具体表达式为
其中T1、T2、
分别为振动环节的时间常量和阻尼，s为频域变换因子，决定了限制信号的中心频率和频率范围以及限制强度，此环节需要根据飞机的实际特性设置不同中心频率的N(实际结构频率点个数)个环节。
指令模块实现过程为：为实现迎角指令功能，驾驶杆位移需对应迎角指令，防止出现空行程，使最大杆位移对应最大可使用迎角，零杆位移对应飞机配平迎角。为保证操纵的精确性，指令形式应在小输入时实现低操纵灵敏度，同时为减轻飞行员完成大机动时的工作负荷，大输入实现高操纵灵敏度。其具体的实施方案如图3所示，当小幅值操纵驾驶杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系如直线αny＝1(Xp)所示；当大幅值推杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系如直线αmin(Xp)所示；当大幅值拉杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系如直线所示αmax(Xp)；其中，α为飞机的迎角指令，αmin飞机的最小迎角，αmax飞机的最大迎角，ny＝1表示飞机的过载为1，Xp为驾驶杆的位移。
增稳模块的实现过程为：增稳控制律引入俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，实现期望的短周期模态特性及补偿纵向静安定度放宽，根据动静压调整飞机的反馈增益，保证了飞机的稳定性和操纵性满足要求。其中，如何进行增稳控制为本领域的现有技术，本处不在赘述。
积分模块的实现过程为：在前向通道设计比例积分控制律，实现迎角指令无静差控制，其中积分器增益需要跟随动静压调参，设计积分器初值切换逻辑，保证积分器在接通和切断过程中平尾舵面不出现突变。如图4所示，其中α为飞机的迎角指令，KI为积分器增益系数，随动静压力调参，Kτ为限幅保护增益系数，KZLL为比例增益系数，随动静压力调参，
为积分器。
转换模块的实现过程如下：根据滑跑和起飞着陆阶段特性，在飞机着陆到滑跑阶段，飞机前轮承载时切断飞机的迎角反馈，主轮承载时切断积分控制，相反在飞机滑跑到起飞阶段，飞机前轮非承载时接通飞机的迎角反馈，主轮非承载时接通积分控制。如图4所示，使用了前轮承载开关和主轮承载开关。
本申请提供的指令迎角的起降控制方法，由于飞机迎角可直接影响飞机升力，影响飞机的轨迹，因此指令迎角的控制形式可以快速的控制飞机的轨迹，使飞行员达到快速修正和控制的目的，并且也可以让飞行员在着陆时，对飞机速度变化有直观的感受，便于飞行员完成起飞着陆任务。
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 (6)
1.一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述方法包括：
构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；
根据飞机起降控制律控制飞机起降。
2.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述预处理模块的实现过程如下：
根据飞机安装的传感器的特性，选着相应的低通滤波器，完成迎角、俯仰角速率和法向过载信号的滤波处理，滤除信号的高频分量，其通用表达式为
其中K为放大系数，TI为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子，T1、
为分别为振动环节的时间常量和阻尼，决定了滤波器的截止特性；
且增加速率饱和滤波器
滤波器中包含限幅环节，其中K为放大系数，TI为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子；
对于柔性较大的飞机，在俯仰角速率和过载支路引入结构陷波器，滤除飞机振动频率处的传感器信号，防止飞机产生共振，具体表达式为
其中，T1、T2、
分别为振动环节的时间常量和阻尼，s为频域变换因子，决定了限制信号的中心频率和频率范围以及限制强度，此环节需要根据飞机的实际特性设置不同中心频率的N个环节，N为自然数。
3.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述指令模块的实现过程如下：
当小幅值操纵驾驶杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αny＝1(Xp)；
当大幅值推杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αmin(Xp)；
当大幅值拉杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线αmax(Xp)；
其中，α为飞机的迎角指令，αmin飞机的最小迎角，αmax飞机的最大迎角，Xp为驾驶杆的位。
4.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述积分模块的实现过程如下：
在前向通道置有比例积分控制律，以实现迎角指令无静差控制，其中积分器增益跟随动静压调参，设计积分器初值切换逻辑，保证积分器在接通和切断过程中平尾舵面不出现突变。
5.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述转换模块的实现过程如下：
根据滑跑和起飞着陆阶段特性，在飞机着陆到滑跑阶段，飞机前轮承载时切断飞机的迎角反馈，主轮承载时切断积分控制，相反在飞机滑跑到起飞阶段，飞机前轮非承载时接通飞机的迎角反馈，主轮非承载时接通积分控制。
6.一种飞行控制系统，其特征在于，所述飞行控制系统按照权利要求1至5任一所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法对飞机进行控制。
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