CN114560073A - 一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。此外，涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：方向舵偏转配平单元，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。

Description

一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统
技术领域
本申请属于螺旋桨飞机滑流变化方向舵偏转控制技术领域，具体涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统。
背景技术
螺旋桨飞机的螺旋桨会产生螺旋状滑流，使飞机产生偏航力矩，该种偏航力矩主要通过方向舵的偏转进行平衡。
当飞机油门大幅度移动时，螺旋桨产生的螺旋状滑流会发生较大范围的快速变化，尽管设计方向舵具有自动配平功能，但其是为一种被动的配平机制，当状态量有偏差时配平位才会移动，在完全配平之前，状态量存在偏差，且其是基于积分器进行自动配平，使控制系统产生相位滞后，以及受限于控制系统稳定裕度的要求，积分器的增益通常不大，自动配平的速度较慢，在滑流发生较大范围快速变化的情形下，难以有效抑制飞机的偏航瞬态。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法及其系统，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一方面提供一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：
构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；
将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，当襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或任一发动机失效时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，在油门处于空中慢车及其以上位置时，方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，设定时间为5s。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，具体如下：
在设定襟翼偏度下，以动压、迎角、轴向过载组合，计算螺旋桨拉力系数：
Figure BDA0003447022920000021
基于设定襟翼偏度、迎角、拉力系数的组合，计算偏航力矩；
在设定襟翼偏度、迎角的约束下，计算平衡偏航力矩的方向舵偏转控制角：Cn(FS,α,TC)+Cn(FS,α,δr)＝0；
变换动压、迎角、轴向过载组合，重新计算螺旋桨拉力系数、偏航力矩及其方向舵偏转控制角，构建设定襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
变换设定襟翼偏度，重复上述步骤，构建得到不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
其中，
TC为螺旋桨拉力系数；
Nx为轴向过载；
M为飞机质量；
g为重力加速度；
Q为动压；
S为飞机参考面；
CL为升力系数；
α为计算迎角；
CD为阻力系数；
Figure BDA0003447022920000031
为发动机的安装角；
FS为襟翼偏度；
δr为方向舵偏转控制角；
Cn(FS,α,Tc)为以襟翼偏度、迎角、螺旋桨拉力系数计算的偏航力矩；
Cn(FS,α,δr)为以襟翼偏度、迎角、向舵偏转配平角计算的偏航力矩。
另一方面提供一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：
方向舵偏转配平单元，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，还包括：
通断逻辑判断单元，与方向舵偏转配平单元连接，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号、发动机信号，在襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或任一发动机失效时，将方向舵偏转控制信号变为0，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，通断逻辑判断单元接入油门位置信号、轮载信号、轮速信号；
通断逻辑判断单元在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，将方向舵偏转控制信号变为0；
通断逻辑判断单元在油门处于空中慢车及其以上位置时，恢复舵偏转配平控制信号。
根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，还包括：
速率限幅器，与通断逻辑判断单元连接，限制方向舵偏转控制信号的变化速率，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
附图说明
图1是本申请实施例提供的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统的示意图；
图2是本申请实施例提供的通断逻辑判断单元的示意图；
其中：
1-方向舵偏转配平单元；2-通断逻辑判断单元；3-速率限幅器。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
一方面提供一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：
构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；
将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，附加方向舵控制系统其它通道的控制信号，控制方向舵进行偏转。
对于上述实施例公开的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计根据不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，附加方向舵控制系统其它通道的控制信号，控制方向舵进行偏转，由于涉及到的轴向过载可预感知螺旋桨飞机滑流的变化，可在滑流发生较大范围快速变化的情形下，有效抑制飞机的偏航瞬态。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，当襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或发动机信号失效时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0，即在襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或任一发动机出现故障时，断绝对螺旋桨飞机滑流预感知方向舵的偏转控制。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，在油门处于空中慢车及其以上位置时，方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0，即在飞机地面驻停时，方向舵在地面回中的情况下，断绝对螺旋桨飞机滑流预感知方向舵的偏转控制，使方向舵在地面回中。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，设定时间为5s。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法中，构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，具体如下：
在设定襟翼偏度下，以动压、迎角、轴向过载组合，计算螺旋桨拉力系数：
Figure BDA0003447022920000071
基于设定襟翼偏度、迎角、拉力系数的组合，计算偏航力矩；
在设定襟翼偏度、迎角的约束下，计算平衡偏航力矩的方向舵偏转控制角：Cn(FS,α,TC)+Cn(FS,α,δr)＝0；
变换动压、迎角、轴向过载组合，重新计算螺旋桨拉力系数、偏航力矩及其方向舵偏转控制角，构建设定襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
变换设定襟翼偏度，重复上述步骤，构建得到不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表；
其中，
TC为螺旋桨拉力系数；
Nx为轴向过载；
M为飞机质量；
g为重力加速度；
Q为动压；
S为飞机参考面；
CL为升力系数；
α为计算迎角；
CD为阻力系数；
Figure BDA0003447022920000081
为发动机的安装角；
FS为襟翼偏度；
δr为方向舵偏转控制角；
Cn(FS,α,Tc为以襟翼偏度、迎角、螺旋桨拉力系数计算的偏航力矩；
Cn(FS,α,δr为以襟翼偏度、迎角、向舵偏转配平角计算的偏航力矩。
另一方面提供一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：
方向舵偏转配平单元1，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，附加方向舵控制系统其它通道的控制信号，可以是方向舵的操纵指令以及增稳反馈指令，控制方向舵进行偏转。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，还包括：
通断逻辑判断单元2，与方向舵偏转配平单元1连接，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号、发动机信号，在襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或任一发动机失效时，将方向舵偏转控制信号变为0，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，附加方向舵控制系统其它通道的控制信号，控制方向舵进行偏转。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，通断逻辑判断单元2接入油门位置信号、轮载信号、轮速信号；
通断逻辑判断单元2在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，将方向舵偏转控制信号变为0；
通断逻辑判断单元2在油门处于空中慢车及其以上位置时，恢复舵偏转配平控制信号。
在一些可选的实施例中，上述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统中，还包括：
速率限幅器3，与通断逻辑判断单元2连接，限制方向舵偏转控制信号的变化速率，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，附加方向舵控制系统其它通道的控制信号，控制方向舵进行偏转。
对于上述实施例公开的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，是对上述实施例公开的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法的实现，描述的较为简单，具体相关之处可参见螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法相关部分的说明，其技术效果也可参考螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法相关部分的技术效果，在此不再赘述。
此外，领域内技术人员还应该能够意识到，本申请实施例所公开装置的各个模块、单元能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，本申请中对其按照功能进行了一般性地描述，这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件，领域内技术人员可以对每个特定的应用及其实际约束条件选择采用不同的方法来实现所描述的功能，但是该种实现不应认为超出本申请的范围。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，包括：
构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；
根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；
将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，
当襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或发动机信号失效时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0。
3.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，
在油门处于空中慢车及其以上位置时，方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统。
4.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，
在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，接入方向舵控制系统的方向舵偏转控制信号为0。
5.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，
设定时间为5s。
6.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，其特征在于，
构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，具体如下：
在设定襟翼偏度下，以动压、迎角、轴向过载组合，计算螺旋桨拉力系数：
Figure FDA0003447022910000021
基于设定襟翼偏度、迎角、拉力系数的组合，计算偏航力矩；
在设定襟翼偏度、迎角的约束下，计算平衡偏航力矩的方向舵偏转控制角：Cn(FS,α,TC)+Cn(FS,α,δr)＝0；
变换动压、迎角、轴向过载组合，重新计算螺旋桨拉力系数、偏航力矩及其方向舵偏转控制角，构建设定襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；
变换设定襟翼偏度，重复上述步骤，构建得到不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；
其中，
TC为螺旋桨拉力系数；
Nx为轴向过载；
M为飞机质量；
g为重力加速度；
Q为动压；
S为飞机参考面；
CL为升力系数；
α为计算迎角；
CD为阻力系数；
Figure FDA0003447022910000031
为发动机的安装角；
FS为襟翼偏度；
δr为方向舵偏转控制角；
Cn(FS,α,Tc)为以襟翼偏度、迎角、螺旋桨拉力系数计算的偏航力矩；
Cn(FS,α,δr)为以襟翼偏度、迎角、向舵偏转配平角计算的偏航力矩。
7.一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，其特征在于，包括：
方向舵偏转配平单元(1)，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载与方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
8.根据权利要求7所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，其特征在于，
还包括：
通断逻辑判断单元(2)，与方向舵偏转配平单元(1)连接，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号、发动机信号，在襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号或发动机信号失效时，将方向舵偏转控制信号变为0，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
9.根据权利要求8所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，其特征在于，
通断逻辑判断单元(2)接入油门位置信号、轮载信号、轮速信号；
通断逻辑判断单元(2)在有轮载、轮速小于最大滑行道滑行速度、油门位于地面慢车位置超过设定时间时，将方向舵偏转控制信号变为0；
通断逻辑判断单元(2)在油门处于空中慢车及其以上位置时，恢复舵偏转配平控制信号。
10.根据权利要求8所述的螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，其特征在于，
还包括：
速率限幅器(3)，与通断逻辑判断单元(2)连接，限制方向舵偏转控制信号的变化速率，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
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