CN105786009B - 一种飞机非对称挂载的飞行控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机非对称挂载的飞行控制方法，具体包含以下步骤：S1，从航电***获取非对称挂载物的质量m及其离飞机对称面的距离Δy；S2，通过加速度计实时采集飞机法向过载n；S3，计算非对称滚转力矩；S4，根据步骤S3中得到的滚转力矩，计算需要通过副翼或多功能扰流板抑制所述滚转力矩的补偿量；S5，飞控***根据所述步骤S4的计算结果，自动驱动副翼或多功能扰流板偏转，副翼或多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消由于非对称挂载而产生的滚转力矩。本发明的有益效果在于：飞机非对称挂载时，无需飞行员人工参与就可自动抑制滚转，减轻了飞行员工作负担。
Description
技术领域
本发明涉及飞行控制技术领域，具体涉及一种飞机非对称挂载的飞行控制方法。
背景技术
现代航空飞行中，经常会出现飞机横向挂载不对称的情况，如战斗类飞机发射一侧武器后挂载另一侧武器返航，又如运输类飞机由于故障导致一侧机翼漏油等。挂载不对称会导致飞机重心偏离对称面，飞机会非指令滚转，无法按飞行员预期飞行。
当前飞机普遍设计了副翼配平机构来抑制上述滚转力矩，其工作原理是：飞行员按压配平按钮时副翼以一定速率偏转，当飞行员松开配平按钮时副翼便停止在当前角度。这种副翼配平机构虽然可以抑制上述滚转力矩，但其缺点也是明显的。缺点一：需要飞行员人工操纵而不是***自动实现，增加了飞行员的负担，分散了飞行员处理其他任务的注意力；缺点二：不同的非对称挂载情况所需副翼配平量不同，飞行员既不知道所需配平量又不知道当前配平量，使得飞行员需要多次配平，每次配平后通过仔细感受飞机滚转响应再判断下一次如何配平，致使总的配平时间很长；缺点三：飞机高度、速度改变后，所需副翼配平量会发生变化，因此在整个飞行过程中，飞行员需不断配平，工作量很大；缺点四：即使平飞时已经配平了飞机，当飞行员进行纵向机动使法向过载n不等于1时，飞机还会发生滚转，其不但影响正常机动效果，甚至威胁飞行安全，特别是着陆阶段容易发生翼尖擦地、偏出跑道等事故。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机非对称挂载的飞行控制方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明采用的技术方案是：提供一种飞机非对称挂载的飞行控制方法，利用电传飞控***控制器对非对称滚转力矩进行补偿，使副翼或多功能扰流板主动偏转，抑制飞机由于非对称挂载而产生的滚转，以及飞机纵向机动时横向耦合滚转；具体包含以下步骤：S1，从航电***获取非对称挂载物的质量m及其重心离飞机对称面的距离Δy：当非对称挂载物为多个时，分别获取每个挂载物的质量m1、m2、……、mN，每个挂载物的重心距飞机对称面的距离相应为Δy1、Δy2、……、ΔyN；S2，通过加速度计实时采集飞机法向过载n；S3，计算非对称滚转力矩：
其中，n为法向过载，平飞法向过载n＝1，Δn表示即时法向过载相对于平飞法向过载1的增量，即Δn＝n-1，g表示重力加速度；S4，根据步骤S3中得到的滚转力矩，计算需要通过副翼舵偏角或多功能扰流板偏角抑制所述滚转力矩的补偿量；S5，飞控***根据所述步骤S4的计算结果，自动驱动副翼或多功能扰流板偏转，副翼或多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消由于非对称挂载而产生的滚转力矩。
优选地，
所述步骤S4中的补偿量为副翼舵偏角时，其计算方法为，
其中，δa表示为副翼舵偏角，表示副翼效率，q为动压，SW表示机翼面积，b表示机翼展长，g表示重力加速度。
优选地，
所述步骤S4中的补偿量为多功能扰流板偏角时，其计算方法为，
其中，δs表示为多功能扰流板偏角，表示多功能扰流板效率，q为动压，SW表示机翼面积，b表示机翼展长，g表示重力加速度。
本发明的有益效果在于：飞机非对称挂载时，无需飞行员人工参与就可自动抑制滚转，减轻了飞行员工作负担；无论非对称挂载物数量、质量以及到飞机对称面距离多少，非对称滚转力矩都可被该方法抵消，因此该算法适应性较强；副翼或多功能扰流板偏转量可自动随高度、速度变化作出调整，使得整个飞行过程都不会分散飞行员注意力；飞机纵向机动时不会发生滚转，从根本上消除了着陆阶段发生翼尖擦地、偏出跑道等事故的可能。该方法不需要对飞机任何部分进行结构改造，可直接在电传飞控***控制器中增加该算法，节约改造成本、缩短研发周期。
附图说明
图1是本发明一实施例的飞机非对称挂载的飞行控制方法流程图。
图2是飞机平飞状态下，非对称挂载形成滚转力矩的原理图。
图3是飞机纵向机动时，非对称挂载形成滚转力矩的原理图。
图4是电传飞控***自动偏转副翼，克服总的滚转力矩的原理图。
图5是电传飞控***自动偏转多功能扰流板，克服总的滚转力矩的原理图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。
本发明的原理为，飞机非对称挂载飞行时，会产生非指令滚转，影响飞机航迹的保持。即使飞行员通过副翼配平机构配平飞机，随着高度、速度以及法向过载的变化，飞机也会产生新的滚转。特别是法向过载变化导致的滚转，使飞行员操纵难度大增，飞机在着陆阶段容易发生翼尖控地、偏出跑道等事故。需从非对称挂载导致滚转的本源出发，解算滚转力矩，再解算需用副翼或多功能扰流板舵偏角，继而在电传飞控***中通过主动偏转副翼或多功能扰流板来抵消上述滚转力矩，从而达到提高飞行安全、减轻飞行员负担的目的。
本发明的设计思路为，本发明从非对称的挂载物出发，从航电***获取其质量及其至飞机对称面的距离；再从加速计获取当前法向过载；通过质量、距离、及法向过载，可解算出当前法向过载情况下非对称的挂载物对飞机重心形成的力矩；为抵消该力矩，需使副翼或多功能扰流板偏转一定角度，这个角度可根据当前M数、当前副翼或多功能扰流板效率、当前动压、飞机机翼面积和翼展长度求得；将上述算法增加到飞机的电传飞控***中，飞控***会根据解算出的需用舵偏驱动副翼或多功能扰流板偏转至该角度，真实副翼或多功能扰流板的偏转会产生相应气动滚转力矩，抑制了非飞行员指令的滚转力矩；在飞机飞行过程中，电传飞控***连续实施以上步骤，直至飞机落地后关闭。
如图1至图5所示，一种飞机非对称挂载的飞行控制方法，利用电传飞控***控制器对非对称滚转力矩进行补偿，使副翼或多功能扰流板主动偏转，抑制飞机由于非对称挂载而产生的滚转，以及飞机纵向机动时横向耦合滚转；具体包含以下步骤：
S1，从航电***获取非对称挂载物的质量m及其重心离飞机对称面的距离Δy；S2，通过加速度计实时采集飞机法向过载n；S3，计算非对称滚转力矩；S4，根据步骤S3中得到的滚转力矩，计算需要通过副翼舵偏角或多功能扰流板偏角抑制所述滚转力矩的补偿量；S5，飞控***根据步骤S4的计算结果，自动驱动副翼或多功能扰流板偏转，副翼或多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消由于非对称挂载而产生的滚转力矩。在飞机飞行过程中，如果飞机处于非对称挂载状态下飞行，可以连续实施步骤S1至S5，直至飞机落地后关闭电传飞控***。
在步骤S1中，当非对称挂载物为多个时，分别获取每个挂载物的质量m1、m2、……、mN，每个挂载物的重心距飞机对称面的距离相应为Δy1、Δy2、……、ΔyN。
在步骤S2中，法向过载n表示飞机升力L与飞机重力G的比值，即n＝L/G，法向过载n通过加速度计实时采集。
在步骤S3中，非对称挂载时，非对称滚转力矩包括两部分，一是平飞配平力矩，二是由于纵向机动耦合的滚转力矩。
平飞时，法向过载n＝1，因此需配平的滚转力矩为：
其中，g表示重力加速度，m表示挂载物的质量，Δy表示挂载物的重心距飞机对称面的距离。
如图3所示，由于纵向机动耦合的滚转力矩为：
其中，Δn表示即时法向过载相对于平飞法向过载1的增量，即Δn＝n-1，g表示重力加速度，m表示挂载物的质量，Δy表示挂载物的重心距飞机对称面的距离。
因此，步骤S3中计算总的非对称滚转力矩的方法为，
其中，n为法向过载，平飞法向过载n＝1，Δn表示即时法向过载相对于平飞法向过载1的增量，即Δn＝n-1；g表示重力加速度，m表示挂载物的质量，Δy表示挂载物的重心距飞机对称面的距离。
从总的非对称滚转力矩的计算公式中可以看出，非对称挂载情况下的非对称滚转力矩只与法向过载、非对称外挂物的重量及其到飞机对称面的距离有关，而与全机重量无关。
飞控***中，当利用副翼偏转产生滚转力矩，为抑制步骤S3计算出的非对称滚转力矩，所述步骤S4中的补偿量为副翼舵偏角，其计算方法为，
其中，表示副翼效率，副翼效率与飞机M数相关，两者的对应关系从风洞试验得来，因此根据飞机当前M数可直接计算得到当前副翼效率。
q为动压，可直接从传感器测得。
SW表示机翼面积，b表示机翼展长。
g表示重力加速度，m表示挂载物的质量，Δy表示挂载物的重心距飞机对称面的距离。
飞控***中，当利用副翼偏转产生滚转力矩，为抑制步骤S3计算出的非对称滚转力矩，所述步骤S4中的补偿量为多功能扰流板偏角，其计算方法为，
其中，表示多功能扰流板效率，其与飞机M数相关，两者的对应关系从风洞试验得来，因此根据飞机当前M数可直接计算得到当前多功能扰流板效率。
q为动压，可直接从传感器测得。
SW表示机翼面积，b表示机翼展长。
g表示重力加速度，m表示挂载物的质量，Δy表示挂载物的重心距飞机对称面的距离。
飞控***根据步骤S4计算的补偿量驱动副翼或多功能扰流板偏转，副翼或多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消由于非对称挂载而产生的滚转力矩，如图4、图5所示。
下面以具体数据说明该方法步骤S4中补偿量的计算：
以飞机挂载两个非对称物体为例：飞机机翼面积SW为50m2，飞机翼展长b为13m，挂载物1质量m1为1000kg，距飞机对称面距离Δy1为0.5m，挂载物2质量m2为250kg，距飞机对称面距离Δy2为-1m；当前飞机飞行状态为高度500m，M数为0.3，正在做法向过载n为1.1的机动。
S1，电传飞控***可从航电***中获取到：m1＝1000kg、m2＝250kg、Δy1＝0.5m、Δy2＝-1m。
S2，从加速度计中可采集到当前法向过载n＝1.1。
S3，计算非对称滚转力矩，
S4，当通过副翼偏转抑制滚转力矩时，计算补偿需用副翼舵偏δa：
当前M为0.3，根据该风洞试验结果，此时该飞机副翼效率为0.0014；500m高度和M数0.3情况下的动压q可直接从传感器测得，为6021.7Pa，机翼面积SW和翼展b均为固定不变的值，分别为50m2和13m。此时，即可解算出为抑制步骤三计算出的非对称滚转力矩，所需副翼舵偏角为：
S5，飞控***根据步骤四的计算结果，自动驱动副翼偏转，副翼偏转产生的滚转力矩抵消了由于非对称挂载而产生的滚转力矩，使得飞机在当前非对称挂载情况，该飞行状态下做法向过载1.1的机动时不会出现非指令的滚转。
S6，在飞机飞行过程中，连续实施步骤一到步骤五，直至飞机落地后关闭电传飞控***。
当通过多功能扰流板的偏转抑制非对称滚转力矩时，步骤S4为计算补偿需用多功能扰流板舵偏δs：
当前M为0.3，根据该风洞试验结果，此时该飞机多功能扰流板效率为0.0009；动压q与实施例1相同，为6021.7Pa，机翼面积SW和翼展b均为固定不变的值，分别为50m2和13m。此时，即可解算出为抑制步骤三计算出的非对称滚转力矩，所需多功能扰流板舵偏角为：
S5，飞控***根据步骤四的计算结果，自动驱动多功能扰流板偏转，多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消了由于非对称挂载而产生的滚转力矩，使得飞机在当前非对称挂载情况，该飞行状态下做法向过载1.1的机动时不会出现非指令的滚转。
在飞机飞行过程中，如果飞机处于非对称挂载状态下飞行，连续实施步骤一到步骤五，直至飞机落地后关闭电传飞控***。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (1)
1.一种飞机非对称挂载的飞行控制方法，其特征在于，利用电传飞控***控制器对非对称滚转力矩进行补偿，使副翼或多功能扰流板主动偏转，抑制飞机由于非对称挂载而产生的滚转，以及飞机纵向机动时横向耦合滚转；具体包含以下步骤：
S1，从航电***获取非对称挂载物的质量m及其重心离飞机对称面的距离Δy：
当非对称挂载物为多个时，分别获取每个挂载物的质量m1、m2、……、mN，每个挂载物的重心距飞机对称面的距离相应为Δy1、Δy2、……、ΔyN；
S2，通过加速度计实时采集飞机法向过载n；
S3，计算非对称滚转力矩：
其中，n为法向过载，平飞法向过载n＝1，Δn表示即时法向过载相对于平飞法向过载1的增量，即Δn＝n-1，g表示重力加速度；
S4，根据步骤S3中得到的滚转力矩，计算需要通过副翼舵偏角或多功能扰流板偏角抑制所述滚转力矩的补偿量：
补偿量为副翼舵偏角时，其计算方法为，
补偿量为多功能扰流板偏角时，其计算方法为，
其中，δs表示为多功能扰流板偏角，δa表示为副翼舵偏角，表示副翼效率，表示多功能扰流板效率，q为动压，SW表示机翼面积，b表示机翼展长，g表示重力加速度；
S5，飞控***根据所述步骤S4的计算结果，自动驱动副翼或多功能扰流板偏转，副翼或多功能扰流板偏转产生的滚转力矩抵消由于非对称挂载而产生的滚转力矩。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |