CN113961011B - 一种航迹倾角保持控制方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机自动飞行控制系统领域，特别涉及一种航迹倾角保持控制方法。包括：步骤一、获取飞机的现时航迹倾角；步骤二、根据地速信号将所述现时航迹倾角换算为现时垂直速度；步骤三、获取飞机的目标航迹倾角；步骤四、根据地速信号将所述目标航迹倾角换算为目标垂直速度；步骤五、根据所述现时垂直速度以及所述目标垂直速度，计算出法向过载增量指令。本申请的航迹倾角保持控制方法，通过引入地速，将选择的目标航迹倾角和现时航迹倾角分别换算为目标垂直速度和现时垂直速度后进行相应控制以改善航迹倾角改变飞行高度的品质，能有效降低扰动气流对自动飞行控制律的影响，同时在改变飞机飞行高度时具有良好的性能。

Description

一种航迹倾角保持控制方法
技术领域
本申请属于飞机自动飞行控制系统领域，特别涉及一种航迹倾角保持控制方法。
背景技术
随着飞行任务的复杂化，为了减轻飞行员的驾驶负担，使飞行员专注于完成飞行任务，自动飞行控制系统应运而生。在飞机实际飞行中，常需要通过自动飞行控制系统改变飞机的飞行高度，通过固定航迹倾角爬升/下降是改变飞机飞行高度的最重要的方式之一。航迹倾角是飞行速度矢量在飞机纵向切面上的投影与水平面之间的夹角，通过航迹倾角来改变飞机飞行高度时要求：a)对航迹倾角进行控制时，相应的控制律要有良好的抗风干扰特性；b)控制航迹倾角的精度要高，以使飞机飞行高度改变具有良好的性能。
现有技术中一般将目标航迹倾角和现时航迹倾角作差作为主控信号，通过与比例系数的乘积得到控制指令值，实现对飞机自动飞行高度改变，该控制方式的缺点是抗风干扰能力低，控制精度低。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航迹倾角保持控制方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种航迹倾角保持控制方法，包括：
步骤一、获取飞机的现时航迹倾角；
步骤二、根据地速信号将所述现时航迹倾角换算为现时垂直速度；
步骤三、获取飞机的目标航迹倾角；
步骤四、根据地速信号将所述目标航迹倾角换算为目标垂直速度；
步骤五、根据所述现时垂直速度以及所述目标垂直速度，计算出法向过载增量指令。
在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述获取飞机的现时航迹倾角包括：
获取飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg；
根据飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg，计算飞机的现时航迹倾角：
其中，FPA为现时航迹倾角。
在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，根据地速信号将所述现时航迹倾角换算为现时垂直速度包括：
其中，Vz为现时垂直速度；Vg为地速信号；FPA为现时航迹倾角。
在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述获取飞机的目标航迹倾角包括：
获取飞机的目标航迹倾角D_FPA；
对所述目标航迹倾角D_FPA进行滤波处理，得到滤波后的目标航迹倾角D_FPAf：
其中，的限幅上限为0.5，限幅下限为-0.5；S为拉普拉斯算子；K取值为2。
在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述根据地速信号将所述目标航迹倾角换算为目标垂直速度包括：
其中，D_Vz为目标垂直速度；Vg为地速信号；D_FPAf为滤波后的目标航迹倾角。
在本申请的至少一个实施例中，步骤五中，所述根据所述现时垂直速度以及所述目标垂直速度，计算出法向过载增量指令包括：
ΔNz_CMD＝(D_Vz-Vz)*K1*LIM_Nz
其中，ΔNz_CMD为法向过载增量指令；K1为增益系数，取值范围为0.018～0.03；LIM_Nz为限幅器，限幅上限为0.3，限幅下限为-0.3。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的航迹倾角保持控制方法，通过引入地速，将选择的目标航迹倾角和现时航迹倾角分别换算为目标垂直速度和现时垂直速度后进行相应控制以改善航迹倾角改变飞行高度的品质，能有效降低扰动气流对自动飞行控制律的影响，同时在改变飞机飞行高度时具有良好的性能。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的航迹倾角保持控制方法流程图；
图2是本申请一个实施方式的航迹倾角保持控制方法设计原理图。
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。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1-图2对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种航迹倾角保持控制方法，包括以下步骤：
S100、获取飞机的现时航迹倾角；
S200、根据地速信号将现时航迹倾角换算为现时垂直速度；
S300、获取飞机的目标航迹倾角；
S400、根据地速信号将目标航迹倾角换算为目标垂直速度；
S500、根据现时垂直速度以及目标垂直速度，计算出法向过载增量指令。
本申请的航迹倾角保持控制方法，首先，获取飞机的现时航迹倾角包括：
获取飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg；
利用飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg，计算飞机的现时航迹倾角：
其中，FPA为现时航迹倾角，单位为度；Vxg、Vyg、Vzg的单位为m/s。
然后，根据地速信号将现时航迹倾角换算为现时垂直速度包括：
其中，Vz为现时垂直速度；Vg为地速信号；FPA为现时航迹倾角。
本申请的航迹倾角保持控制方法，根据实际飞行情况预先设定飞机的目标航迹倾角D_FPA，然后对目标航迹倾角D_FPA进行滤波处理，得到滤波后的目标航迹倾角D_FPAf：
其中，的限幅上限为0.5，限幅下限为-0.5；S为拉普拉斯算子；K取值为2。
进一步，根据地速信号将目标航迹倾角换算为目标垂直速度包括：
其中，D_Vz为目标垂直速度；Vg为地速信号；D_FPAf为滤波后的目标航迹倾角。
最后，利用现时垂直速度以及目标垂直速度，计算出法向过载增量指令包括：
ΔNz_CMD＝(D_Vz-Vz)*K1*LIM_Nz
其中，ΔNz_CMD为法向过载增量指令；K1为增益系数，取值范围为0.018～0.03；LIM_Nz为限幅器，限幅上限为0.3，限幅下限为-0.3。
本申请的航迹倾角保持控制方法，利用飞机在地理坐标系下的沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg计算得到现时航迹倾角FPA，并将现时航迹倾角FPA和地速信号Vg折算得到现时垂直速度Vz；将经过滤波后的目标航迹倾角D_FPAf和地速信号Vg折算得到目标垂直速度D_Vz；再将目标垂直速度D_Vz和现时垂直速度Vz的差值经增益K1调节后，限幅得到法向过载增量指令作为飞机纵向通道的控制指令，进而控制飞机以固定的航迹倾角改变飞行高度。其中，滤波器的限幅环节限幅值为±0.5，垂直速度差经增益环节后需先经过±0.3的限幅才能输出最终的法向过载增量指令。
本申请的航迹倾角保持控制方法，尤其适用于大型运输机。通过引入地速，将选择的目标航迹倾角和现时航迹倾角分别换算为目标垂直速度和现时垂直速度，再将二者作差通过增益环节后形成法向过载增量指令，实现固定航迹倾角的爬升或下降机动飞行。其中，目标航迹倾角根据实际飞行情况预先设定，目标航迹倾角经过滤波处理后，与引入的地速换算得到目标垂直速度；现时航迹倾角根据飞机在地面坐标系下的三轴速度分量计算得到，现时航迹倾角与引入的地速换算得到现时垂直速度。最后，目标垂直速度和现时垂直速度作差，将二者的差值经过增益环节后计算得到法向过载增量指令，通过该法向过载增量指令进行相应控制，从而改善航迹倾角改变飞行高度的品质。
本申请的航迹倾角保持控制方法，方法简单，对航迹倾角的控制具有良好的抗风干扰特性，且航迹倾角的控制精度高，使飞机飞行高度的改变具有良好的性能，具有应用价值。
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 (5)

1.一种航迹倾角保持控制方法，其特征在于，包括：
步骤一、获取飞机的现时航迹倾角；
步骤二、根据地速信号将所述现时航迹倾角换算为现时垂直速度；
步骤三、获取飞机的目标航迹倾角；
步骤四、根据地速信号将所述目标航迹倾角换算为目标垂直速度；
步骤五、根据所述现时垂直速度以及所述目标垂直速度，计算出法向过载增量指令；
步骤五中，所述根据所述现时垂直速度以及所述目标垂直速度，计算出法向过载增量指令包括：
△Nz_CMD＝(D_Vz-Vz)*K1*LIM_Nz
其中，ΔNz_CMD为法向过载增量指令；D_Vz为目标垂直速度；Vz为现时垂直速度；K1为增益系数，取值范围为0.018～0.03；LIM_Nz为限幅器，限幅上限为0.3，限幅下限为-0.3。
2.根据权利要求1所述的航迹倾角保持控制方法，其特征在于，步骤一中，所述获取飞机的现时航迹倾角包括：
获取飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg；
根据飞机在地理坐标下沿纵轴的速度分量Vxg、沿横轴的速度分量Vyg以及沿竖轴的速度分量Vzg，计算飞机的现时航迹倾角：
其中，FPA为现时航迹倾角。
3.根据权利要求2所述的航迹倾角保持控制方法，其特征在于，步骤二中，根据地速信号将所述现时航迹倾角换算为现时垂直速度包括：
其中，Vz为现时垂直速度；Vg为地速信号；FPA为现时航迹倾角。
4.根据权利要求3所述的航迹倾角保持控制方法，其特征在于，步骤三中，所述获取飞机的目标航迹倾角包括：
获取飞机的目标航迹倾角D_FPA；
对所述目标航迹倾角D_FPA进行滤波处理，得到滤波后的目标航迹倾角D_FPAf：
其中，的限幅上限为0.5，限幅下限为-0.5；S为拉普拉斯算子；K取值为2。
5.根据权利要求4所述的航迹倾角保持控制方法，其特征在于，步骤四中，所述根据地速信号将所述目标航迹倾角换算为目标垂直速度包括：
其中，D_Vz为目标垂直速度；Vg为地速信号；D_FPAf为滤波后的目标航迹倾角。
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