CN118131806A - 一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，控制系统中并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道，分别用于生成直接通道、比例通道、积分通道和阻尼通道升降舵指令，从而综合形成输出的升降舵指令；积分通道在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，以在安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。本发明实施例提供的技术方案解决了大型水陆两栖飞机在着水过程中实现姿态控制的难度非常大，从而导致飞机可能会在水面上出现海豚运动，危及飞行安全的问题。

Description

一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法

技术领域

本发明涉及但不限于飞行控制系统技术领域，尤指一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法。

背景技术

大型水陆两栖飞机为提升飞机低速性能和降低着水载荷，通常采用涡桨发动机带来更好的增升效果以及不可动平尾以减轻飞机重量。

涡桨发动机通常安装于机翼前缘，因此飞机无法安装前缘缝翼，从而导致涡桨类大型水陆两栖飞机通常以负俯仰角进行进近着陆，在飞机接地前需要将俯仰角拉平至正姿态接地或接水。传统无可动平尾且具备自动配平的中性速度稳定性飞机在着陆时无拉平模式，因其对接地或接水的俯仰姿态要求不高。大型水陆两栖飞机对着水时的俯仰姿态要求相比其他大型运输机有严格的要求，在该类型飞机着水时，必须将俯仰姿态控制在4～6度，否则飞机将在水面上出现海豚运动，危及飞行安全。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，以解决由于大型水陆两栖飞机对着水时的俯仰姿态要求较高，在着水过程中实现姿态控制的难度非常大，从而导致飞机可能会在水面上出现海豚运动，危及飞行安全的问题。

本发明的技术方案：本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，包括：并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道；

其中，所述直接通道，用于通过获取的期望过载指令生成直接通道升降舵指令，所述期望过载指令为通过操纵指令和纵向包线保护指令综合形成的；

所述比例通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成比例通道升降舵指令，所述实测过载角速率综合指令为通过俯仰角速率信号和法向过载信号生成的；

所述积分通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成积分通道升降舵指令；

所述阻尼通道，用于通过对获取的俯仰角速率乘以阻尼增益，形成阻尼通道升降舵指令；

所述拉平模式控制系统，用于通过对四个并联通道的升降舵指令进行综合处理，形成输出的升降舵指令；

所述积分通道包括：纵向积分器以及串联在其前端的纵向积分器冻结开关；该积分通道用于在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，容错性处理包括：获取安全积分器冻结范围，并根据安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统中，

所述积分通道还包括：内置于纵向积分器中的状态限幅开关，以及串联在纵向积分器后端的输出限幅开关，用于在冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，通过状态限幅开关对纵向积分器内部的输出指令进行容错限幅(飞行模式正常积分限幅)，并通过输出限幅开关对冻结的纵向积分器指令进行容错限幅。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统中，

所述积分通道还包括：分别串联在状态限幅开关和输出限幅开关后端的限幅淡化器，用于对在拉平模式接通、且冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，采用限幅淡化器将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统中，

所述比例通道，还用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将比例通道升降舵指令置为0；

所述拉平模式控制系统，还包括：

用于形成纵向包线保护指令的包线保护支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将纵向包线保护指令置为0；

用于传输自动驾驶仪指令的自动飞行控制支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将自动驾驶仪指令置为0；

所述阻尼通道，还用于在拉平模式接通后，保持该通道用于生成阻尼通道升降舵指令的控制律，从而在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统中，

所述直接通道还包括增益放大支路，用于在拉平模式接通后，对直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大，使得在当前冻结的纵向积分器指令作为升降舵配平偏置的情况下，提供符合设计要求的机动能力以满足飞机着陆、着水和复飞要求。

本发明实施例还提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，采用如上述任一项所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统执行拉平模式控制方法，包括：

步骤1，在拉平模式接通后，将飞机用于获得中性速度稳定性特性的纵向积分器进行冻结，并将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0；

步骤2，对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，包括：

S1，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，获得安全积分器冻结范围；

S2，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围内时，保持当前冻结的纵向积分器指令；

S3，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，将冻结的纵向积分器指令经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法中，所述S1中获得安全积分器冻结范围的方式，包括：

步骤21，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，得出飞机拉平阶段配平舵面分布范围；

步骤22，将飞机拉平阶段配平舵面分布范围的上、下限进行预设比例的放大，得到放大后的拉平阶段配平舵面范围；

步骤23，对放大后的拉平阶段配平舵面范围进行飞机机动能力分析，包括：将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

步骤24，根据步骤23的检查结果，若放大后的拉平阶段配平舵面范围的上、下限作为飞机升降舵偏置均可满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求，则将放大后的拉平阶段配平舵面范围作为安全积分器冻结范围；否则，对放大后的拉平阶段配平舵面范围缩小至能够满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求的配平舵面范围，并将缩小后的配平舵面范围作为安全积分器冻结范围。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法中，所述步骤2中对冻结的纵向积分器指令的处理方式，包括：

步骤25，在飞机拉平模式时，判断冻结的纵向积分器指令值是否处于积分器安全冻结范围；

步骤26，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，则保持该冻结的纵向积分器指令值作为升降舵偏置指令；

步骤27，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之外，将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间线性淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法中，所述步骤1中将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0，包括：

采用第二淡化时间分别将比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令和自动驾驶仪指令置为0。

可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法中，还包括：

步骤3，对用于直接通道生成的直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大处理，所述放大处理的方式为：

在拉平模式接通后，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间线性淡化至拉平模式的传动增益放大系数KGAIN；所述传动增益放大系数KGAIN为飞机升降舵偏度最大值除以不同襟翼下直接通道可获得的升降舵偏度最大值所得到的。

本发明的有益效果：本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，其中控制系统主体结构中并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道，分别用于生成直接通道升降舵指令、比例通道升降舵指令、积分通道升降舵指令和阻尼通道升降舵指令，从而综合形成输出的升降舵指令；其中的积分通道在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，以在安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。本发明实施例提供的技术方案，可以实现飞机在拉平阶段安全顺滑的由中性速度稳定性转换为速度静稳定性，增强飞行员拉平阶段对飞机操纵的感受，并降低飞机在拉平阶段仍保持中性速度稳定性带来的着陆或着水过程中拉飘的可能性，从而实现飞行员在着陆或着水阶段优秀的操纵品质，可在飞行员无察觉的情况下将飞机由中性速度稳定性恢复至对拉平阶段操纵有利的速度静稳定性，提升大型水陆两栖飞机着陆着水与复飞的安全性与操纵性。本发明实施例的技术方案具有以下有益效果：

第一，采用容错性中性速度稳定性转换的策略，可以保证在极限状态下，冻结的配平升降舵不会导致飞机复飞时机动性能不足，将此升降舵配平区间作为积分器安全冻结范围。通过容错性处理，避免在拉平阶段积分器指令因飞行员耦合操纵或风切变等原因导致积分器冻结值处于对着陆着水以及复飞较不利的位置，对飞行安全产生影响。

第二，采用双淡化组合式模态切换策略，对影响操纵大的支路如直接通道支路与积分通道之路采用第一淡化时间进行淡化(淡化时间长)，对操纵影响较小的控制功能支路如包线保护与转弯升力补偿以及比例控制支路采用第二淡化时间进行淡化(相对第一的时间较短)；这种双淡化组合式模式切换技术在飞机由中性速度稳定性转为速度静稳定时提供了良好的操纵品质。

第三，采用抗饱和式积分器指令淡化策略，对纵向积分器冻结值进行淡化时，为防止淡化过程中纵向积分器自身指令仍处于安全冻结范围外，导致在由拉平模态转入正常飞行模态(例如复飞，连续起降)时，积分器由冻结状态打开后，因积分器内部值仍处于较大位置处，会导致升降舵指令在模态转换时，在淡化过程中产生一定的非预期运动；因此对积分器冻结值进行淡化时，需对积分器状态限幅值与积分器输出限幅值同时进行淡化，保证在模态切换时，积分器输出指令保持可进行有效淡化，并且积分器内部不会出现饱和。

第四，采用拉平模式瞬态抑制策略，为使得飞机模态转换前后的飞机模态特性即飞机的阻尼频率不发生较大的改变，使得飞行员对飞机响应的预期在模态转换前后基本保持一致。在进行模态转换时，将纵向阻尼支路保持与模态转换前一致。

第五，采用指令增强型拉平模式控制策略，模态转换后需将纵向积分支路指令进行冻结，并关闭比例通道指令，使得驾驶杆到舵的传动比降低。在拉平模式下，为使得飞行员对飞机操纵具有更高操纵权限，因此需在拉平模式下增强直接通道的传动增益。该传动增益放大倍数由飞机直接通道原传动比与飞机最大可用舵面确定。

第六，采用抗干扰拉平模式控制策略，为防止在拉平模式过程中，包线保护等控制功能对飞行员操纵产生影响，出现类似空客320飞机拉平过程中迎角保护介入后飞行员拉杆，升降舵后缘下偏，产生与飞行员操纵相反的舵面指令导致飞机失事。在拉平过程中对于可能对飞行员着陆着水操纵产生影响的控制功能进行关闭，实现对飞行员在拉平过程中的抗干扰性。

第七，本发明实施例提供的技术方案，已经多名飞行员上百架次包含着陆与着水的各种复杂工况进行飞行验证，一致认为本发明对大型水陆两栖飞机在拉平阶段的操纵感受优异。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统的控制原理示意图；

图2为采用本发明实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法的一种实施效果的示意图；

图3为采用本发明实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法的另一种实施效果的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

上述背景技术中已经说明，大型水陆两栖飞机对着水时的俯仰姿态要求相比其他大型运输机有严格的要求，在该类型飞机着水时，必须将俯仰姿态控制在4～6度，否则飞机将在水面上出现海豚运动，危及飞行安全。

针对上述问题，本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，一方面，可以为无可动平尾的大型水陆两栖飞机着陆与着水提供良好的操纵特性，有利于飞行员截获到目标姿态；另一方面，实现飞行员在着陆或着水阶段优秀的操纵品质，可在飞行员无察觉的情况下将飞机由空中飞行阶段更有利于操纵的中性速度稳定性恢复至对着陆拉平段更有利于操纵的速度静稳定性，提升飞行员着陆和着水时对俯仰姿态控制的操纵感受。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

在速度静稳定性下，飞行员操纵俯仰驾驶杆的位移随飞机速度和俯仰姿态变化梯度是稳定且平滑的。这种操纵特性在拉平阶段有利于飞行员通过俯仰驾驶杆力直接感受到飞机速度与姿态的变化，帮助飞行员对飞机俯仰姿态进行精确的控制。因此，在拉平模式接通后，为了将飞机由中性速度稳定性转为速度静稳定性，需要将飞机用于获得中性速度稳定性特性的纵向积分器进行冻结。

针对上述需求，本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，并提出相应的控制方法。图1为本发明实施例提供的一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统的控制原理示意图。本发明实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其主体结构包括：并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道。

如图1所示的拉平模式控制系统的控制原理，其中的直接通道，用于通过获取的期望过载指令生成直接通道升降舵指令。

本发明实施例中的比例通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成比例通道升降舵指令。

需要说明的是，本发明实施例中的期望过载指令为通过操纵指令和纵向包线保护指令综合形成的，实测过载角速率综合指令为通过俯仰角速率信号和法向过载信号生成的。

本发明实施例中的积分通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成积分通道升降舵指令。

本发明实施例中的阻尼通道，用于通过对获取的俯仰角速率乘以阻尼增益，形成阻尼通道升降舵指令。

基于上述并行通道的指令处理功能，本发明实施例中的拉平模式控制系统，用于通过对四个并联通道的升降舵指令进行综合处理，形成输出的升降舵指令。

本发明实施例中的积分通道包括：纵向积分器以及串联在其前端的纵向积分器冻结开关。该积分通道用于在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，容错性处理包括：获取安全积分器冻结范围，并根据安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

在本发明实施例的一种实现方式中，如图1所示，积分通道还包括：内置于纵向积分器中的状态限幅开关，以及串联在纵向积分器后端的输出限幅开关，用于在冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，通过状态限幅开关对纵向积分器内部的输出指令进行容错限幅，即在飞行模式下进行正常积分限幅，并通过输出限幅开关对冻结的纵向积分器指令进行容错限幅。

进一步地，如图1所示，该实现方式中的积分通道还包括：分别串联在状态限幅开关和输出限幅开关后端的限幅淡化器，用于对在拉平模式接通、且冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，采用限幅淡化器将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

需要说明的是，本发明实施例通过对纵向积分器内部的输出指令的淡化处理，可以保证容错限幅输出端与积分器输出端指令的一致性，在开关回到飞行模式时，可以使得积分通道的输出指令不发生跳变。

本发明实施例中，通过对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，可以防止因拉平激活时，耦合飞行员在拉平激活时刻的操纵，导致纵向积分器在对着陆着水或复飞较为不利的位置冻结，或者因无线电高度等信号出现故障导致拉平模式判断错误，将纵向积分器在对于安全飞行不利的位置冻结。在具体实施中，本发明实施例中容错性处理的方式为：根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，得出安全积分器冻结范围；当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围内时，保持当前冻结的纵向积分器指令；当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，将冻结的纵向积分器指令经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

在本发明实施例的一种实现方式中，如图1所示，比例通道和阻尼通道还具有以下功能：

第一，在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将比例通道升降舵指令置为0；

第二，控制系统还包括：用于形成纵向包线保护指令的包线保护支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将纵向包线保护指令置为0；

第三，控制系统还包括：用于传输自动驾驶仪指令的自动飞行控制支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将自动驾驶仪指令置为0；其中，第一淡化时间大于第二淡化时间；

第四，阻尼通道，还用于在拉平模式接通后，保持该通道用于生成阻尼通道升降舵指令的控制律，从而在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性，从而向提供飞行员相对一致的操纵预期。

需要说明的是，本发明实施例中，将比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0，可以防止因自动驾驶仪指令未正确切断在拉平阶段干扰飞行员操纵或包线保护指令介入使得飞机升降舵不能直接响应飞行员操纵指令；实现飞行员对于飞机更加直接的控制。

在本发明实施例的一种实现方式中，如图1所示，直接通道还包括增益放大支路，其作用为：在拉平模式接通后，对直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大，可以增强飞行员对于飞机的控制权限，使得在当前冻结的纵向积分器指令作为升降舵配平偏置的情况下，提供符合设计要求的机动能力以满足飞机着陆、着水和复飞要求。

基于本发明上述实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，本发明实施例还提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，可以采用上述任一实施例提供您的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统执行拉平模式控制方法，该控制方法包括如下步骤：

步骤1，在拉平模式接通后，将飞机用于获得中性速度稳定性特性的纵向积分器进行冻结，并将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0。

该步骤中，将飞机用于获得中性速度稳定性特性的纵向积分器进行冻结的作用为：将飞机由中性速度稳定性转为速度静稳定性。

步骤2，对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理。

本发明实施例中，通过对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，可以防止因拉平激活时，耦合飞行员在拉平激活时刻的操纵，导致纵向积分器在对着陆着水或复飞较为不利的位置冻结，或者因无线电高度等信号出现故障导致拉平模式判断错误，将纵向积分器在对于安全飞行不利的位置冻结。

在具体实施中，本发明实施例中对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理的具体方式为：

S1，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，获得安全积分器冻结范围；

S2，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围内时，保持当前冻结的纵向积分器指令；

S3，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，将冻结的纵向积分器指令经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

在本发明实施例的一种实现方式中，S1中获得安全积分器冻结范围的方式，包括：

步骤21，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，得出飞机拉平阶段配平舵面分布范围；

步骤22，将飞机拉平阶段配平舵面分布范围的上、下限进行预设比例的放大，得到放大后的拉平阶段配平舵面范围；

步骤23，对放大后的拉平阶段配平舵面范围进行飞机机动能力分析，包括：将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力(即正向过载能力)，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

步骤24，根据步骤23的检查结果，若放大后的拉平阶段配平舵面范围的上、下限作为飞机升降舵偏置均可满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求，则将放大后的拉平阶段配平舵面范围作为安全积分器冻结范围；否则，对放大后的拉平阶段配平舵面范围缩小至能够满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求的配平舵面范围，并将缩小后的配平舵面范围作为安全积分器冻结范围。

需要说明的是，本发明实施例中采用容错性中性速度稳定性转换的策略，通过对飞机不同重量、重心，不同襟翼位置在拉平阶段的配平升降舵进行统计，选取的升降舵配平区间可覆盖大部分状态下的升降舵配平值，并对该升降舵配平区间的上边界进行飞机机动能力分析，保证在极限状态下，冻结的配平升降舵不会导致飞机复飞时机动性能不足。将此升降舵配平区间作为积分器安全冻结范围。在拉平模式条件满足时，将纵向积分器指令进行冻结，保持在拉平模式由FALSE变为TRUE时刻的值。当积分器冻结值处于积分器安全冻结范围内时，则保持当前积分器冻结值；当积分器冻结值处于积分器安全冻结范围外时，则通过第一淡化时间的淡化将积分器冻结值淡化至积分器安全冻结范围边界上。通过此种容错性处理，避免在拉平阶段积分器指令因飞行员耦合操纵或风切变等原因导致积分器冻结值处于对着陆着水以及复飞较不利的位置，对飞行安全产生影响。

进一步的，在已获得安全积分器冻结范围的基础上，本发明实施例中上述步骤2中对冻结的纵向积分器指令的处理方式，可以包括：

步骤25，在飞机拉平模式时，判断冻结的纵向积分器指令值是否处于积分器安全冻结范围；

步骤26，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，则保持该冻结的纵向积分器指令值作为升降舵偏置指令；

步骤27，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之外，将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间线性淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

图2为采用本发明实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法的一种实施效果的示意图，图3为采用本发明实施例提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法的另一种实施效果的示意图；具体的，图2示意出冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内的控制效果，图3示意出冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之外的控制效果。

在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤1中将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0的实施方式为：

采用第二淡化时间分别将比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令和自动驾驶仪指令置为0。

需要说明的是，本发明实施例中采用双淡化组合式模态切换策略，为达到由飞行模式转入拉平模式时，模式切换瞬态响应小，并且在转入拉平模式后飞行员对飞机的操纵更加直接，在拉平阶段获得更好的操纵感受；本发明实施例针对控制律不同控制支路，采用不同的淡化策略。本发明实施例中采用的双淡化组合式模态切换策略对影响操纵大的支路如直接通道支路与积分通道之路采用第一淡化时间进行淡化(淡化时间长)，对操纵影响较小的控制功能支路如包线保护与转弯升力补偿以及比例控制支路采用第二淡化时间进行淡化(相对第一的时间较短)；这种双淡化组合式模式切换技术在飞机由中性速度稳定性转为速度静稳定时提供了良好的操纵品质。

在本发明实施例的一种实现方式中，提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，还可以包括如下步骤：

步骤3，对用于直接通道生成的直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大处理，所述放大处理的方式为：

在拉平模式接通后，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间线性淡化至拉平模式的传动增益放大系数KGAIN；所述传动增益放大系数KGAIN为飞机升降舵偏度最大值除以不同襟翼下直接通道可获得的升降舵偏度最大值所得到的。

需要说明的是，本发明实施例中的步骤2与步骤3没有先后执行顺序，在接通拉平模式后同步执行。另外，本发明实施例中采用拉平模式瞬态抑制策略，为使得飞机模态转换前后的飞机模态特性即飞机的阻尼频率不发生较大的改变，使得飞行员对飞机响应的预期在模态转换前后基本保持一致；在进行模态转换时，将纵向阻尼支路保持与模态转换前一致。

本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，其中控制系统主体结构中并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道，分别用于生成直接通道升降舵指令、比例通道升降舵指令、积分通道升降舵指令和阻尼通道升降舵指令，从而综合形成输出的升降舵指令；其中的积分通道在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，以在安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。本发明实施例提供的技术方案，可以实现飞机在拉平阶段安全顺滑的由中性速度稳定性转换为速度静稳定性，增强飞行员拉平阶段对飞机操纵的感受，并降低飞机在拉平阶段仍保持中性速度稳定性带来的着陆或着水过程中拉飘的可能性，从而实现飞行员在着陆或着水阶段优秀的操纵品质，可在飞行员无察觉的情况下将飞机由中性速度稳定性恢复至对拉平阶段操纵有利的速度静稳定性，提升大型水陆两栖飞机着陆着水与复飞的安全性与操纵性。本发明实施例的技术方案具有以下有益效果：

第一，采用容错性中性速度稳定性转换的策略，可以保证在极限状态下，冻结的配平升降舵不会导致飞机复飞时机动性能不足，将此升降舵配平区间作为积分器安全冻结范围。通过容错性处理，避免在拉平阶段积分器指令因飞行员耦合操纵或风切变等原因导致积分器冻结值处于对着陆着水以及复飞较不利的位置，对飞行安全产生影响。

第二，采用双淡化组合式模态切换策略，对影响操纵大的支路如直接通道支路与积分通道之路采用第一淡化时间进行淡化(淡化时间长)，对操纵影响较小的控制功能支路如包线保护与转弯升力补偿以及比例控制支路采用第二淡化时间进行淡化(相对第一的时间较短)；这种双淡化组合式模式切换技术在飞机由中性速度稳定性转为速度静稳定时提供了良好的操纵品质。

第三，采用抗饱和式积分器指令淡化策略，对纵向积分器冻结值进行淡化时，为防止淡化过程中纵向积分器自身指令仍处于安全冻结范围外，导致在由拉平模态转入正常飞行模态(例如复飞，连续起降)时，积分器由冻结状态打开后，因积分器内部值仍处于较大位置处，会导致升降舵指令在模态转换时，在淡化过程中产生一定的非预期运动；因此对积分器冻结值进行淡化时，需对积分器状态限幅值与积分器输出限幅值同时进行淡化，保证在模态切换时，积分器输出指令保持可进行有效淡化，并且积分器内部不会出现饱和。

第四，采用拉平模式瞬态抑制策略，为使得飞机模态转换前后的飞机模态特性即飞机的阻尼频率不发生较大的改变，使得飞行员对飞机响应的预期在模态转换前后基本保持一致。在进行模态转换时，将纵向阻尼支路保持与模态转换前一致。

第五，采用指令增强型拉平模式控制策略，模态转换后需将纵向积分支路指令进行冻结，并关闭比例通道指令，使得驾驶杆到舵的传动比降低。在拉平模式下，为使得飞行员对飞机操纵具有更高操纵权限，因此需在拉平模式下增强直接通道的传动增益。该传动增益放大倍数由飞机直接通道原传动比与飞机最大可用舵面确定。

第六，采用抗干扰拉平模式控制策略，为防止在拉平模式过程中，包线保护等控制功能对飞行员操纵产生影响，出现类似空客320飞机拉平过程中迎角保护介入后飞行员拉杆，升降舵后缘下偏，产生与飞行员操纵相反的舵面指令导致飞机失事。在拉平过程中对于可能对飞行员着陆着水操纵产生影响的控制功能进行关闭，实现对飞行员在拉平过程中的抗干扰性。

第七，本发明实施例提供的技术方案，已经多名飞行员上百架次包含着陆与着水的各种复杂工况进行飞行验证，一致认为本发明对大型水陆两栖飞机在拉平阶段的操纵感受优异。

以下通过几个具体实施例对本发明提供的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法的实现方式进行示意性说明。

参照图1所示大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统的控制原理，该实施例提供的拉平模式控制方法包括如下步骤：

步骤一：

1.在拉平模式激活信号为TRUE时，选择纵向积分器输入值为0，否则纵向积分器输入值为过载与角速率控制指令。

步骤二：

1.根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，得出飞机拉平阶段配平舵面分布范围；

2.将飞机拉平阶段配平舵面分布范围的上、下限进行一定程度的放大，得到放大后的拉平阶段配平舵面范围；

3.对放大后的拉平阶段配平舵面范围进行飞机机动能力分析，将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力(即正向过载能力)，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

4.若放大后的拉平阶段配平舵面范围的上、下限作为飞机升降舵偏置均可满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求，则将放大后的拉平阶段配平舵面范围作为安全积分器冻结范围；否则，应对放大后的拉平阶段配平舵面范围进行缩小至能够满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求的配平舵面范围，并将缩小后的配平舵面范围作为安全积分器冻结范围。

步骤三：

1.在拉平激活信号为TRUE时，对冻结的纵向积分器指令值进行判断，判断其是否处于积分器安全冻结范围；

2.若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，则保持该冻结的纵向积分器指令值作为升降舵偏置指令；

3.若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之外，将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令经第一淡化时间Δt₁线性淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

在具体实施中，淡化器应按该种线性淡化方式进行淡化y(t)＝[y(0)-u(0)]·f(t)+u(t)。其中，y(t)为淡化器输出值；y(0)为淡化器激活前一刻的输出值；u(0)为淡化器激活时刻的输入值；f(t)为线性淡化函数(当t<Δt，否则f(t)＝0；其中Δt为淡化时间)。

步骤四：

1.在拉平模式激活时，将包线保护指令(包含迎角保护，俯仰角保护和高速保护等)经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。淡化形式参照步骤三中第三步；

2.在拉平模式激活时，将过载于角速率综合控制的比例通道指令经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。淡化形式参照步骤三中第三步。

步骤五：

1.飞机升降舵偏度最大值除以控制架构中的不同襟翼下直接通道可获得的升降舵偏度最大值，得到不同襟翼下拉平模式传动增益放大系数；

2.当拉平模式未激活时，拉平模式传动增益为1；当拉平模式激活时，拉平模式传动增益为拉平模式传动增益放大系数KGAIN；

3.当拉平模式激活时，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间Δt₁线性淡化至拉平模式传动增益放大系数KGAIN；

4.将拉平模式传动增益乘以直接通道控制指令得到增强型拉平模式控制指令。

步骤六

1.保留飞机纵向控制架构中的阻尼通道不变，在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性，提供飞行员相对一致的操纵预期。

实施例1：

步骤一：

101.具体实施时，在拉平激活信号由FALSE变为TRUE时，纵向积分器输入值由过载与角速率控制指令变为0。

步骤二：

201.具体实施时，通过对飞机大中小重量下中等重心位置在1.23Vs到1.3Vs速度段的配平舵面进行统计，得到该飞机拉平阶段配平升降舵分布范围为[-4,3]度；

202.具体实施时，对拉平阶段配平升降舵分布范围上限加1度，对拉平阶段配平升降舵分布范围下限减少2度后得到放大后的拉平阶段配平舵面范围为[-6,4]；

203.具体实施时，将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

204.具体实施时，放大后拉平阶段配平舵面范围上限作为飞机升降舵偏置满足1.3g正过载要求；放大后拉平阶段配平舵面范围下限作为飞机升降舵偏置满足0.8g负向过载要求。放大后的飞机升降舵偏置拉平阶段配平舵面范围为积分器安全冻结范围。

步骤三：

301.具体实施时，在拉平激活信号为TRUE时，对冻结的纵向积分器指令值进行判断，判断其是否处于积分器安全冻结范围；

302.具体实施时，冻结的纵向积分器指令值为3.8度，处于积分器安全冻结范围之内，保持该冻结的积分器指令值作为升降舵偏置指令。

303.具体实施时，因满足302条件，则303不涉及。

步骤四：

401.在拉平模式激活时，将包线保护指令(包含迎角保护，俯仰角保护和高速保护等)经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。设置第二淡化时间Δt₂为2s，淡化形式参照上述实施例步骤三中第三步；

402.在拉平模式激活时，将过载于角速率综合控制的比例通道指令经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。设置第二淡化时间Δt₂为2s，淡化形式参照上述实施例步骤三中第三步。

步骤五：

501.具体实施时，飞机升降舵偏度最大值除以控制架构中的不同襟翼下直接通道获得的最大升降舵偏度，得到不同襟翼下拉平模式传动增益放大系数KGAIN。襟翼0度时，KGAIN为1.2；襟翼17度时，KGAIN为1.4；襟翼25度时，KGAIN为1.5；襟翼40度时，KGAIN为1.6；

502.具体实施时，当拉平模式未激活时，拉平模式传动增益为1；当拉平模式激活时，拉平模式传动增益为拉平模式传动增益放大系数KGAIN；

503.具体实施时，当拉平模式激活时，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间Δt₁线性淡化至拉平模式传动增益放大系数KGAIN；设置第一淡化时间Δt₁为5s，淡化形式参照步骤三第三步

504.具体实施时，将拉平模式传动增益乘以直接通道控制指令得到增强型拉平模式控制指令。

步骤六：

601.具体实施时，保留飞机纵向控制架构中的阻尼通道不变，在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性，提供飞行员相对一致的操纵预期。

实施例二：

步骤一：

101.具体实施时，在拉平激活信号由FALSE变为TRUE时，纵向积分器输入值由过载与角速率控制指令变为0。

步骤二：

201.具体实施时，通过对飞机大中小重量下中等重心位置在1.23Vs到1.3Vs速度段的配平舵面进行统计，得到该飞机拉平阶段配平升降舵分布范围为[-4,3]度；

202.具体实施时，对拉平阶段配平升降舵分布范围上限加1度，对拉平阶段配平升降舵分布范围下限减少2度后得到放大后的拉平阶段配平舵面范围为[-6,4]；

203.具体实施时，将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

204.具体实施时，放大后拉平阶段配平舵面范围上限作为飞机升降舵偏置满足1.3g正过载要求；放大后拉平阶段配平舵面范围下限作为飞机升降舵偏置满足0.8g负向过载要求。放大后的飞机升降舵偏置拉平阶段配平舵面范围为积分器安全冻结范围。

步骤三：

301.具体实施时，在拉平激活信号为TRUE时，对冻结的纵向积分器指令值进行判断，判断其是否处于积分器安全冻结范围；

302.具体实施时，冻结的纵向积分器指令值为4.8度，不处于积分器安全冻结范围之内，则该步骤不涉及。

303.具体实施时，冻结的纵向积分器指令值为4.8度，处于积分器安全冻结范围之外，将积分器状态限幅器的限幅值和积分器输出限幅值经第一淡化时间Δt₁线性淡化至积分器安全冻结范围边界。设置第一淡化时间Δt₁为5s。

该步骤中，淡化器应按该种线性淡化方式进行淡化y(t)＝[y(0)-u(0)]·f(t)+u(t)。其中，y(t)为淡化器输出值；y(0)为淡化器激活前一刻的输出值；u(0)为淡化器激活时刻的输入值；f(t)为线性淡化函数(当t<Δt，否则f(t)＝0；其中Δt为淡化时间)。；

步骤四：

401.在拉平模式激活时，将包线保护指令(包含迎角保护，俯仰角保护和高速保护等)经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。设置第二淡化时间Δt₂为2s，淡化形式参照步骤三中303；

402.在拉平模式激活时，将过载于角速率综合控制的比例通道指令经第二淡化时间Δt₂线性淡化至0。设置第二淡化时间Δt₂为2s，淡化形式参照步骤三中303。

步骤五：

501.具体实施时，飞机升降舵偏度最大值除以控制架构中的不同襟翼下直接通道获得的最大升降舵偏度，得到不同襟翼下拉平模式传动增益放大系数KGAIN。襟翼0度时，KGAIN为1.2；襟翼17度时，KGAIN为1.4；襟翼25度时，KGAIN为1.5；襟翼40度时，KGAIN为1.6；

502.具体实施时，当拉平模式未激活时，拉平模式传动增益为1；当拉平模式激活时，拉平模式传动增益为拉平模式传动增益放大系数KGAIN；

503.具体实施时，当拉平模式激活时，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间Δt₁线性淡化至拉平模式传动增益放大系数KGAIN；设置第一淡化时间Δt₁为5s，淡化形式参照步骤三第三步

504.具体实施时，将拉平模式传动增益乘以直接通道控制指令得到增强型拉平模式控制指令。

步骤六：

601.具体实施时，保留飞机纵向控制架构中的阻尼通道不变，在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性，提供飞行员相对一致的操纵预期。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其特征在于，包括：并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道；

其中，所述直接通道，用于通过获取的期望过载指令生成直接通道升降舵指令，所述期望过载指令为通过操纵指令和纵向包线保护指令综合形成的；

所述比例通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成比例通道升降舵指令，所述实测过载角速率综合指令为通过俯仰角速率信号和法向过载信号生成的；

所述积分通道，用于通过对获取的期望过载指令和实测过载角速率综合指令进行处理，形成积分通道升降舵指令；

所述阻尼通道，用于通过对获取的俯仰角速率乘以阻尼增益，形成阻尼通道升降舵指令；

所述拉平模式控制系统，用于通过对四个并联通道的升降舵指令进行综合处理，形成输出的升降舵指令；

所述积分通道包括：纵向积分器以及串联在其前端的纵向积分器冻结开关；该积分通道用于在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，容错性处理包括：获取安全积分器冻结范围，并根据安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

2.根据权利要求1所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其特征在于，

所述积分通道还包括：内置于纵向积分器中的状态限幅开关，以及串联在纵向积分器后端的输出限幅开关，用于在冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，通过状态限幅开关对纵向积分器内部的输出指令进行容错限幅(飞行模式正常积分限幅)，并通过输出限幅开关对冻结的纵向积分器指令进行容错限幅。

3.根据权利要求2所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其特征在于，

所述积分通道还包括：分别串联在状态限幅开关和输出限幅开关后端的限幅淡化器，用于对在拉平模式接通、且冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，采用限幅淡化器将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

4.根据权利要求3所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其特征在于，

所述比例通道，还用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将比例通道升降舵指令置为0；

所述拉平模式控制系统，还包括：

用于形成纵向包线保护指令的包线保护支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将纵向包线保护指令置为0；

用于传输自动驾驶仪指令的自动飞行控制支路，用于在拉平模式接通后，采用第二淡化时间将自动驾驶仪指令置为0；

所述阻尼通道，还用于在拉平模式接通后，保持该通道用于生成阻尼通道升降舵指令的控制律，从而在拉平模式转换前后使飞机获得相对一致的阻尼特性。

5.根据权利要求4所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统，其特征在于，

所述直接通道还包括增益放大支路，用于在拉平模式接通后，对直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大，使得在当前冻结的纵向积分器指令作为升降舵配平偏置的情况下，提供符合设计要求的机动能力以满足飞机着陆、着水和复飞要求。

6.一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，其特征在于，采用如权利要求1～5中任一项所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统执行拉平模式控制方法，包括：

步骤1，在拉平模式接通后，将飞机用于获得中性速度稳定性特性的纵向积分器进行冻结，并将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0；

步骤2，对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，包括：

S1，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，获得安全积分器冻结范围；

S2，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围内时，保持当前冻结的纵向积分器指令；

S3，当冻结的纵向积分器指令处于安全积分器冻结范围外时，将冻结的纵向积分器指令经第一淡化时间淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

7.根据权利要求6所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，其特征在于，所述S1中获得安全积分器冻结范围的方式，包括：

步骤21，根据飞机不同重量、不同重心和不同襟翼位置在拉平阶段对配平舵面使用量进行统计分折，得出飞机拉平阶段配平舵面分布范围；

步骤22，将飞机拉平阶段配平舵面分布范围的上、下限进行预设比例的放大，得到放大后的拉平阶段配平舵面范围；

步骤23，对放大后的拉平阶段配平舵面范围进行飞机机动能力分析，包括：将放大后的拉平阶段配平舵面范围上限作为升降舵偏置，检查飞机复飞的机动能力，将放大后的拉平阶段配平舵面范围下限作为升降舵偏置，检查飞机获得负向过载的机动能力；

步骤24，根据步骤23的检查结果，若放大后的拉平阶段配平舵面范围的上、下限作为飞机升降舵偏置均可满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求，则将放大后的拉平阶段配平舵面范围作为安全积分器冻结范围；否则，对放大后的拉平阶段配平舵面范围缩小至能够满足飞机复飞与负向过载的操纵效能要求的配平舵面范围，并将缩小后的配平舵面范围作为安全积分器冻结范围。

8.根据权利要求7所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，其特征在于，所述步骤2中对冻结的纵向积分器指令的处理方式，包括：

步骤25，在飞机拉平模式时，判断冻结的纵向积分器指令值是否处于积分器安全冻结范围；

步骤26，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之内，则保持该冻结的纵向积分器指令值作为升降舵偏置指令；

步骤27，若冻结的纵向积分器指令值处于积分器安全冻结范围之外，将纵向积分器内部的输出指令和冻结的纵向积分器指令分别经第一淡化时间线性淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。

9.根据权利要求6所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，其特征在于，所述步骤1中将比例通道提供的比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令、自动驾驶仪指令置0，包括：

采用第二淡化时间分别将比例通道升降舵指令、纵向包线保护指令和自动驾驶仪指令置为0。

10.根据权利要求6～9中任一项所述的大型水陆两栖飞机的拉平模式控制方法，其特征在于，还包括：

步骤3，对用于直接通道生成的直接通道升降舵指令的传动增益经第一淡化时间的淡化进行放大处理，所述放大处理的方式为：

在拉平模式接通后，拉平模式传动增益由未激活时的1经第一淡化时间线性淡化至拉平模式的传动增益放大系数KGAIN；所述传动增益放大系数KGAIN为飞机升降舵偏度最大值除以不同襟翼下直接通道可获得的升降舵偏度最大值所得到的。