CN104133477A - 一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行控制技术领域，具体涉及到一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法。其特征在于，将自动飞行控制***计算的纵向控制量和引入的过载反馈做差，作为纵向调校机构控制律解算输入量；将自动飞行控制***计算的横向控制量和引入的滚转角速率反馈做差，作为横向调校机构控制律解算输入量；加入相应的惯性动态环节实现调校环节的跟随功能；引入解算方法，同时在调校的工作范围内实现调校机构的间歇性工作：利用调效控制控制律设计形成的控制律将自动飞行控制***模态退出及模态间切换的瞬态降低，减轻驾驶员由模态退出及模态切换带来的不适感。

Description

一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法

技术领域

本发明属于飞行控制技术领域，具体涉及到一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法。 

背景技术

现代飞机为适应在不同飞行阶段完成不同飞行任务或不同工作状态(正常/故障)的需要，会采用不同的控制***，从而形成现代飞行控制中的多重任务的多模态控制技术。在模态转换过程中，由于不同模态状态参数甚至控制结构的不同，可能使飞机产生剧烈的瞬态响应。从20世纪80年代开始，淡化器作为抑制转换瞬态的专用程序被提出，发展了多种不同类型的淡化器，也针对数字飞行控制***提出了瞬态抑制方法，并在许多飞机上得到应用。 

对于现代电传操纵***的飞机，为了满足飞机不同飞机任务或故障下的需要，减轻驾驶员的工作负担，会采用不同的控制***，称为多模态控制。模态转换时，由于***特性的改变，可能会使飞机响应在变换前后出现不利的急剧变化的瞬态响应，在飞行控制***中抑制这些瞬态响应的算法称为淡化器。 

现代飞控***往往可实现多种模态的控制，当两种模态相互转换时，舵面会产生严重的瞬时效应，造成了输出指令的大幅度振动。针对此类情况，本文提出一种可以很好抑制自动飞行控制***模态相互切换及***退出时瞬态的抑制控制方法，并在现有型号飞机上得到了很好的应用。 

发明内容

本发明的目的是： 

本发明主要针对自动飞行控制***模态退出及模态间切换的瞬态较大，过大的瞬态给驾驶员带来不适。本发明的设计抑制了自动飞行控制***模态退出及模态间切换的瞬态。 

本发明的技术方案是： 

一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法，其特征在于，包括如下步骤： 

1)将自动飞行控制***计算的纵向控制量和引入的过载反馈做差，作为纵向调校机构控制律解算输入量； 

2)将自动飞行控制***计算的横向控制量和引入的滚转角速率反馈做差，作为横向调校机构控制律解算输入量 

3)加入相应的惯性动态环节实现调校环节的跟随功能； 

4)引入相关的解算方法，同时在调校的工作范围内实现调校机构的间歇性工作。 

通过第1)3)4)步骤形成瞬态抑制的纵向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***纵向控制量AP_Z支路的增益、K2为法向过载n_y支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、过载限幅器等非线性环节。 

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxZ}}\left(s\right)=(K_1*A{P}_Z-K_2*n_y)\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

通过第2)3)4)步骤形成瞬态抑制的横向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***横向控制量AP_H支路的增益、K2为法向滚转角 γ支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、滚转角速率限幅器等非线性环节。 

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxH}}\left(s\right)=(K_1*A{P}_H-K_2*\mathrm{\γ})\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

本发明的优点是： 

该设计方法结构典型，调参简单，引入参数数量少，易于设计。可以较好的对自动飞行控制***模态退出及模态间切换的瞬态降低，减轻驾驶员由模态退出及模态切换带来的不适感 

本项技术设计简单、结构典型具有较强的使用能力，应用范围广，在军机的设计上有广泛的应用前景。 

附图说明

图1是本发明的仿真验证示意图。 

图2是本发明的仿真验证示意图。 

具体实施方式

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。 

本例是某型飞机控制***为内环，采用改平控制方式，改变飞机的平衡状态，使飞机从一个平飞状态进入到另一个平飞状态，在模态退出过程中会产生响应的配平杆位移偏差，本控制方法将生成足够抑制退出瞬态的杆位移控制量消除模态退出瞬态，本例中采用的控制参数如表1表2所示。 

纵向调校控制实例： 

1)将自动飞行控制***计算的纵向控制量和引入的过载反馈做差，作为纵向调校机构控制律解算输入量； 

3)加入相应的惯性动态环节实现调校环节的跟随功能； 

4)引入相关的解算方法，同时在调校的工作范围内实现调校机构的 间歇性工作。 

其中K1为自动飞行控制***纵向控制量AP_Z支路的增益、K2为法向过载n_y支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、过载限幅器等非线性环节。 

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxZ}}\left(s\right)=(K_1*A{P}_Z-K_2*n_y)\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

表1瞬态抑制控制方法中的增益和系数 

参数	K1	K2	τ1
					0.1	2	0.3

横向调校控制实例： 

1)将自动飞行控制***计算的纵向控制量和引入的过载反馈做差，作为纵向调校机构控制律解算输入量； 

2)将自动飞行控制***计算的横向控制量和引入的滚转角速率反馈做差，作为横向调校机构控制律解算输入量 

3)加入相应的惯性动态环节实现调校环节的跟随功能； 

4)引入相关的解算方法，同时在调校的工作范围内实现调校机构的间歇性工作。 

通过第1)3)4)步骤形成瞬态抑制的纵向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***纵向控制量AP_Z支路的增益、K2为法向过载n_y支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、过载限幅器等非线性环节。 

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxZ}}\left(s\right)=(K_1*A{P}_Z-K_2*n_y)\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

通过第2)3)4)步骤形成瞬态抑制的横向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***横向控制量AP_H支路的增益、K2为法向滚转角 γ支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、滚转角速率限幅器等非线性环节。 

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxH}}\left(s\right)=(K_1*A{P}_H-K_2*\mathrm{\γ})\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

表1瞬态抑制控制方法中的增益和系数 

参数	K1	K2	τ1
					0.08	1.6	0.3

Claims (1)

1.一种可以实现瞬态抑制的调效控制律指令控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一,将自动飞行控制***计算的纵向控制量和引入的过载反馈做差，作为纵向调校机构控制律解算输入量；

第二，将自动飞行控制***计算的横向控制量和引入的滚转角速率反馈做差，作为横向调校机构控制律解算输入量

第三，加入相应的惯性动态环节实现调校环节的跟随功能；

第四，引入解算方法，同时在调校的工作范围内实现调校机构的间歇性工作：

通过第1）3）4）步骤形成瞬态抑制的纵向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***纵向控制量AP_Z支路的增益、K2为法向过载n_y支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、过载限幅器等非线性环节，

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_{\mathrm{TxZ}}\left(s\right)=(K_1*{\mathrm{AP}}_Z-K_2*n_y)\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}$

通过第2）3）4）步骤形成瞬态抑制的横向调效控制律公式如下：其中K1为自动飞行控制***横向控制量AP_H支路的增益、K2为法向滚转角γ支路的增益，τ₁为时间常数，瞬态抑制的纵向调效控制律设计还包括输入限幅器、滚转角速率限幅器等非线性环节，

${\mathrm{\Δ\δ}}_{\mathrm{TxH}}\left(s\right)=(K_1*{\mathrm{AP}}_H-K_2*\mathrm{\γ})\frac{1}{{\mathrm{\τ}}_{1}s+1}.$