CN109733592A - 飞机自动配平控制方法及*** - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种飞机自动配平控制方法及***，该方法包括：获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间；根据纵杆处于中立的时间、俯仰速率、滚转角以及俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律；根据横杆处于中立的时间、滚转角速率、滚转角、俯仰角以及脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律；根据纵杆处于中立的时间、横杆处于中立的时间、脚蹬位移以及迎角，确定是否执行水平飞行控制规律；根据滚转角速率、脚蹬位移以及迎角，确定是否执行积分控制规律。

Description

飞机自动配平控制方法及***

技术领域

本申请涉及飞行控制技术领域，具体提供一种飞机自动配平控制方法及***。

背景技术

由于飞机不同飞行状态配平舵面不同，且在空中不断受到气流干扰，飞行员需通过机械调校来频繁的调整驾驶杆位移达到配平飞机的目的，飞行员配平负担重。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机自动配平控制方法及***。

第一方面，本申请提供了一种飞机自动配平控制方法，包括：获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间；根据所述纵杆处于中立的时间、所述俯仰速率、所述滚转角以及所述俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律；根据所述横杆处于中立的时间、所述滚转角速率、所述滚转角、所述俯仰角以及所述脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律；根据所述纵杆处于中立的时间、所述横杆处于中立的时间、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行水平飞行控制规律；根据所述滚转角速率、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行积分控制规律。

根据本申请的至少一个实施例，根据所述纵杆处于中立的时间、所述俯仰速率、所述滚转角以及所述俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律，包括：若所述纵杆处于中立的时间等于预设时间，并且所述俯仰速率小于等于第一阈值，并且所述滚转角小于等于预设角度，并且所述俯仰角小于等于所述预设角度，则执行俯仰角控制规律；否则不执行俯仰角控制规律。

根据本申请的至少一个实施例，所述俯仰角控制规律通过下式进行表示：

其中，N_ycmd为过载指令，K_Δθ为增益系数，为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，为需要保持的俯仰角。

根据本申请的至少一个实施例，根据所述横杆处于中立的时间、所述滚转角速率、所述滚转角、所述俯仰角以及所述脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律，包括：若所述横杆处于中立的时间等于预设时间，并且所述滚转角速率小于等于第二阈值，并且所述滚转角小于等于预设角度，并且所述俯仰角小于等于所述预设角度，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，则执行滚转角控制规律；否则不执行滚转角控制规律。

根据本申请的至少一个实施例，所述滚转角控制规律通过下式来进行表示：

其中，D_xcmd为滚转角指令信号，为低通滤波器，K_Δy为滚转角增益系数，γ_当前为当前滚转角，K_ωx为滚转角速率增益系数，ω_x为滚转角速率信号，γ_锁定为需要保持的滚转角。

根据本申请的至少一个实施例，根据所述纵杆处于中立的时间、所述横杆处于中立的时间、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行水平飞行控制规律，包括：若所述纵杆处于中立的时间大于预设时间，并且所述横杆处于中立的时间大于预设时间，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，并且所述迎角小于等于预设角度，则执行水平飞行控制规律；否则不执行水平飞行控制规律。

根据本申请的至少一个实施例，所述水平飞行控制规律通过下式来进行表示：

其中，N_ycmd为过载指令，为低通滤波器，K_Δθ为增益系数，为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，α_反馈为当前迎角信号。

根据本申请的至少一个实施例，根据所述滚转角速率、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行积分控制规律，包括：若所述滚转角速率小于等于第二阈值，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，并且所述迎角小于等于预设角度，则执行积分控制规律；否则不执行积分控制规律。

根据本申请的至少一个实施例，所述积分控制规律通过下式来进行表示：

其中，D_xcmd为滚转指令信号，D_x为驾驶杆指令信号，K_Dx为驾驶杆指令增益系数，ω_x为滚转角速率信号，K_ωx为滚转角速率增益系数，v_b为飞机飞行速度，为积分器环节，K_I为积分器增益系数。

第二方面，本申请提供了一种飞机自动配平控制***，所述***包括控制器，所述控制器用于执行第一方面所述的飞机自动配平控制方法。

本申请实施例提供的飞机自动配平控制方法及***，具有应用性强、鲁棒性强、使用方便等特点，仅需要适应性更改部分参数即可应用于绝大多数使用数字电传的飞机控制***中。

相对现有的配平控制器具有以下优势：不需要机械硬件，降低了飞机的成本，克服了机械调校附加机构多、重量大，占用空间大，故障率、维护成本高的问题，减轻飞机重量、提高飞机性能；能够自动消除风扰、外挂不对称、制造误差的影响，从根本上解决飞行员配平负担问题，不需要飞行员根据飞行状态、外部扰动不断的进行微调。

附图说明

图1是本申请实施例提供的飞机自动配平控制***的框图；

图2是本申请实施例提供的一种控制器控制逻辑示意图；

图3是本申请实施例提供的另一种控制器控制逻辑示意图；

图4是本申请实施例提供的又一种控制器控制逻辑示意图；

图5是本申请实施例提供的再一种控制器控制逻辑示意图；

图6是本申请实施例提供的飞机自动配平控制方法的流程示意图；

图7是本申请实施例提供的俯仰角控制规律的结构图；

图8是本申请实施例提供的滚转角控制规律的结构图；

图9是本申请实施例提供的水平飞行控制规律的结构图；

图10是本申请实施例提供的积分控制规律的结构图；

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

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组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1是本申请实施例提供的飞机自动配平控制***的框图，如图1所示，飞机自动配平控制***包括控制器101、俯仰角保持器102、滚转角保持器103、水平飞行控制器104以及积分器105，其中，俯仰角保持器102、滚转角保持器103、水平飞行控制器104以及积分器105均与控制器101连接。

控制器101能够控制俯仰角保持器102、滚转角保持器103、水平飞行控制器104以及积分器105是否工作，例如，控制器101能够发送高低电平至俯仰角保持器102、滚转角保持器103、水平飞行控制器104以及积分器105中，若控制器101能够发送高低电平至俯仰角保持器102、滚转角保持器103、水平飞行控制器104以及积分器105接收到高电平则开始工作，接收到低电平则不工作。

需要说明的是，控制器101旨在保持与飞行员的操纵“意图”一致，在飞行员“需要”的时候自动完成配平操纵，在飞行员需要操纵飞机的时候及时退出且没有瞬态(或者瞬态很小)。

控制器101的设计最重要的原则是不能与飞行员的操纵相违背，即不能与飞行员的控制指令相反。例如，在飞行员进行横向操纵时，自动配平控制器不能输出与飞行员操纵相反的横杆指令；在飞机有不对称外挂时，智能控制器能够自动识别出飞机不对称特性，从而消除驾驶杆力。另外，控制器101的接通断开以及故障瞬态都应该很小甚至飞行员很难发觉。

在一示例中，如图2所示，当控制器101接收到自动配平功能开启信号时，同时飞机的纵杆处于中立的时间等于预设时间，并且俯仰速率小于等于第一阈值，并且滚转角小于等于预设角度，并且俯仰角小于等于预设角度，则控制器101会向俯仰角保持器102发送一个高电平，使俯仰角保持器102处于工作状态；若上述条件中有至少一条不满足，则控制器101会向俯仰角保持器102发送一个低电平，使俯仰角保持器102不工作。

在一示例中，如图3所示，当控制器101接收到自动配平功能开启信号时，同时飞机的横杆处于中立的时间等于预设时间，并且滚转角速率小于等于第二阈值，并且滚转角小于等于预设角度，并且俯仰角小于等于预设角度，并且脚蹬位移小于等于预设位移，则控制器101会向滚转角保持器103发送一个高电平，使滚转角保持器103处于工作状态；若上述条件中有至少一条不满足，则控制器101会向滚转角保持器103发送一个低电平，使滚转角保持器103不工作。

在一示例中，如图4所示，当控制器101接收到自动配平功能开启信号时，同时飞机的纵杆处于中立的时间大于预设时间，并且横杆处于中立的时间大于预设时间，并且脚蹬位移小于等于预设位移，并且迎角小于等于预设角度，则控制器101会向水平飞行控制器104发送一个高电平，使水平飞行控制器104处于工作状态；若上述条件中有至少一条不满足，则控制器101会向水平飞行控制器104发送一个低电平，使水平飞行控制器104不工作。

在一示例中，如图5所示，当控制器101接收到自动配平功能开启信号时，同时飞机的滚转角速率小于等于第二阈值，并且脚蹬位移小于等于预设位移，并且迎角小于等于预设角度，则控制器101会向积分器105发送一个高电平，使积分器105处于工作状态；若上述条件中有至少一条不满足，则控制器101会向积分器105发送一个低电平，使积分器105不工作。

图6是本申请实施例提供的飞机自动配平控制方法的流程示意图，如图6所示，该方法包括以下步骤：

步骤601，获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间。

在本实施例中，控制器101实时地获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间。

在一示例中，飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间均可以通过飞机上的传感器来获取。

在控制器101接收到自动配平功能开启信号时，即可以根据俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间来选择相应的控制规律来进行飞机的配平。

步骤602，根据纵杆处于中立的时间、俯仰速率、滚转角以及俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律。

在一些实施例中，若纵杆处于中立的时间等于预设时间，并且俯仰速率小于等于第一阈值，并且滚转角小于等于预设角度，并且俯仰角小于等于预设角度，则执行俯仰角控制规律；否则不执行俯仰角控制规律。

其中，俯仰角控制规律是飞行中典型的纵向配平方式，其主要的飞行阶段包括起飞离地后的加速俯仰角保持爬升，空中阶段爬升到巡航高度或者俯冲到着陆航线的俯仰角保持爬升/下滑，对地/对海攻击时的俯仰角保持俯冲攻击等，其本质是控制器判断期望的配平状态为俯仰角保持时执行指定的控制方式，其结构图如图7所示，简化控制指令成型计算公式如下：

其中，N_ycmd为过载指令，K_Δθ为增益系数，为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，为需要保持的俯仰角。

步骤603，根据横杆处于中立的时间、滚转角速率、滚转角、俯仰角以及脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律。

在一些实施例中，若横杆处于中立的时间等于预设时间，并且滚转角速率小于等于第二阈值，并且滚转角小于等于预设角度，并且俯仰角小于等于预设角度，并且脚蹬位移小于等于预设位移，则执行滚转角控制规律；否则不执行滚转角控制规律。

其中，滚转角控制规律是飞行中典型的横向配平方式，在绝大多数的稳态飞行中都需要保持固定的滚转角，例如盘旋。在水平飞行等不带滚转角的飞行状态中可以认为是保持零滚转角，其控制律设计原理与滚转角保持类似。其本质控制器判断期望的配平状态为滚转角保持时执行指定的控制方式，其结构图如图8所示，简化控制指令成型计算公式如下：

其中，D_xcmd为滚转角指令信号，为低通滤波器，K_Δy为滚转角增益系数，γ_当前为当前滚转角，K_ωx为滚转角速率增益系数，ω_x为滚转角速率信号，γ_锁定为需要保持的滚转角。

步骤604，根据所述纵杆处于中立的时间、所述横杆处于中立的时间、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行水平飞行控制规律。

在一些实施例中，若纵杆处于中立的时间大于预设时间，并且横杆处于中立的时间大于预设时间，并且脚蹬位移小于等于预设位移，并且迎角小于等于预设角度，则执行水平飞行控制规律；否则不执行水平飞行控制规律。

其中，水平飞行控制规律是飞行中典型的纵向配平方式，其应用的飞行阶段包括所有的平飞状态，如巡航、航线飞行、加油等。本质是控制器判断期望的配平状态为高度保持时执行指定的控制方式，其结构图如图9所示简化的控制指令成型计算公式如下：

其中，N_ycmd为过载指令，为低通滤波器，K_Δθ为增益系数，为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，α_反馈为当前迎角信号。

步骤605，根据所述滚转角速率、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行积分控制规律。

在一些实施例中，若滚转角速率小于等于第二阈值，并且脚蹬位移小于等于预设位移，并且迎角小于等于预设角度，则执行积分控制规律；否则不执行积分控制规律。

其中，积分控制规律是用于飞机的横向水平配平，主要是通过产生横向驾驶杆指令克服飞机不对称外挂引起的不对称力矩。由于目前绝大多数飞机横向是没有积分器的，要想实现无静差控制，必须通过增加积分器的方式。

积分器对于具有不对称外挂或者飞机具有其它的持续滚转力矩是十分有效的，这极大的减轻了飞行员的操纵负担。其本质是智能决策控制器判断飞机具有不对称滚转力矩时执行指定的控制方式，其结构图如图10所示，简化控制指令成型计算公式如下：

其中，D_xcmd为滚转指令信号，D_x为驾驶杆指令信号，K_Dx为驾驶杆指令增益系数，ω_x为滚转角速率信号，K_ωx为滚转角速率增益系数，v_b为飞机飞行速度，为积分器环节，K_I为积分器增益系数。

需要说明的是，上述实施例中的预设时间、第一阈值、第二阈值以及预设角度的大小可以是本领域技术人员根据实际的控制需要来灵活地设定，此处不作限定。

第二方面，本申请还提供了一种飞机自动配平控制***，该***包括控制器，控制器用于上述实施例中的飞机自动配平控制方法。

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，但是，本领域技术人员容易理解的是，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)

1.一种飞机自动配平控制方法，其特征在于，包括：

获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间；

根据所述纵杆处于中立的时间、所述俯仰速率、所述滚转角以及所述俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律；

根据所述横杆处于中立的时间、所述滚转角速率、所述滚转角、所述俯仰角以及所述脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律；

根据所述纵杆处于中立的时间、所述横杆处于中立的时间、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行水平飞行控制规律；

根据所述滚转角速率、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行积分控制规律。

2.根据权利要求1所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，根据所述纵杆处于中立的时间、所述俯仰速率、所述滚转角以及所述俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律，包括：

若所述纵杆处于中立的时间等于预设时间，并且所述俯仰速率小于等于第一阈值，并且所述滚转角小于等于预设角度，并且所述俯仰角小于等于所述预设角度，则执行俯仰角控制规律；否则不执行俯仰角控制规律。

3.根据权利要求2所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，所述俯仰角控制规律通过下式进行表示：

N_ycmd＝K_Δθ*(θ_当前+K_ωz-α*ω_z-θ_锁定)

其中，N_ycmd为过载指令，K_Δθ为增益系数，θ_当前为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，θ_锁定为需要保持的俯仰角。

4.根据权利要求1所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，根据所述横杆处于中立的时间、所述滚转角速率、所述滚转角、所述俯仰角以及所述脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律，包括：

若所述横杆处于中立的时间等于预设时间，并且所述滚转角速率小于等于第二阈值，并且所述滚转角小于等于预设角度，并且所述俯仰角小于等于所述预设角度，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，则执行滚转角控制规律；否则不执行滚转角控制规律。

5.根据权利要求4所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，所述滚转角控制规律通过下式来进行表示：

其中，D_xcmd为滚转角指令信号，为低通滤波器，K_Δy为滚转角增益系数，γ_当前为当前滚转角，K_ωx为滚转角速率增益系数，ω_x为滚转角速率信号，γ_锁定为需要保持的滚转角。

6.根据权利要求1所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，根据所述纵杆处于中立的时间、所述横杆处于中立的时间、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行水平飞行控制规律，包括：

若所述纵杆处于中立的时间大于预设时间，并且所述横杆处于中立的时间大于预设时间，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，并且所述迎角小于等于预设角度，则执行水平飞行控制规律；否则不执行水平飞行控制规律。

7.根据权利要求6所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，所述水平飞行控制规律通过下式来进行表示：

其中，N_ycmd为过载指令，为低通滤波器，K_Δθ为增益系数，θ_当前为当前俯仰角信号，K_ωz-α为俯仰角速率增益，ω_z为俯仰角速率信号，α_反馈为当前迎角信号。

8.根据权利要求1所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，根据所述滚转角速率、所述脚蹬位移以及所述迎角，确定是否执行积分控制规律，包括：

若所述滚转角速率小于等于第二阈值，并且所述脚蹬位移小于等于预设位移，并且所述迎角小于等于预设角度，则执行积分控制规律；否则不执行积分控制规律。

9.根据权利要求8所述的飞机自动配平控制方法，其特征在于，所述积分控制规律通过下式来进行表示：

其中，D_xcmd为滚转指令信号，D_x为驾驶杆指令信号，K_Dx为驾驶杆指令增益系数，ω_x为滚转角速率信号，K_ωx为滚转角速率增益系数，v_b为飞机飞行速度，为积分器环节，K_I为积分器增益系数。

10.一种飞机自动配平控制***，其特征在于，所述***包括控制器，所述控制器用于执行权利要求1至9中任一项所述的飞机自动配平控制方法。