CN113050676B - 一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 - Google Patents
一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113050676B CN113050676B CN201911373912.2A CN201911373912A CN113050676B CN 113050676 B CN113050676 B CN 113050676B CN 201911373912 A CN201911373912 A CN 201911373912A CN 113050676 B CN113050676 B CN 113050676B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- yaw damping
- instruction
- monitoring
- yaw
- polarity
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000013016 damping Methods 0.000 title claims abstract description 128
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 title claims abstract description 95
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 17
- 230000002194 synthesizing effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Regulating Braking Force (AREA)
Abstract
一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法，含有偏航阻尼控制通道和偏航阻尼监控通道，在偏航阻尼监控通道内，设有偏航阻尼指令极性监控模块、偏航阻尼指令幅值监控模块、输入信号数据有效性判断模块以及逻辑表决门；对偏航阻尼控制指令的极性、幅值偏航阻尼监控通道的输入信号的数据有效性进行监控；通过逻辑表决门对监控结果进行综合，将综合后的监控结果输入给偏航阻尼控制通道。
Description
技术领域
本发明属于飞机飞行控制***技术领域，具体涉及一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法。
背景技术
目前，飞机偏航阻尼控制***大多采用多余度通道比较方式监控偏航阻尼指令的完整性，其监控方法主要是比较偏航阻尼控制***各余度通道的输出值是否一致，这种方法实现简单，但不能解决多余度通道同时失效(共模失效)的安全性问题。
本申请人的已有实用新型专利“偏航阻尼控制***”(专利号为ZL201520605806.3)提出了一种偏航阻尼控制单元和偏航阻尼监控单元的偏航阻尼控制***架构，能够有效解决共模失效安全性问题。但该专利并未提出“偏航阻尼控制单元+偏航阻尼监控单元”***架构的偏航阻尼控制指令的监控方法。
因此，需要提出一种偏航阻尼控制指令的监控方法，适用于飞机偏航阻尼控制***架构。
发明内容
本申请的目的在提供一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法，通过对飞机偏航阻尼指令极性、偏航阻尼指令幅值监控和输入信号数据有效性判断，有效解决偏航阻尼指令的共模失效安全性问题。
一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法，含有偏航阻尼控制通道和偏航阻尼监控通道，其特征在于包含以下内容，1)在偏航阻尼监控通道内，设有偏航阻尼指令极性监控模块、偏航阻尼指令幅值监控模块、输入信号数据有效性判断模块以及逻辑表决门；2)通过偏航阻尼指令极性监控模块对偏航阻尼控制指令的极性进行监控，通过偏航阻尼指令幅值监控模块对偏航阻尼控制指令的幅值进行监控，通过输入信号数据有效性判断模块对偏航阻尼监控通道的输入信号的数据有效性进行监控；3)通过逻辑表决门对步骤2)的监控结果进行综合，输出综合后的监控结果；4)逻辑表决门将综合后的监控结果输入给偏航阻尼控制通道。
所述的偏航阻尼指令极性监控模块，收到偏航阻尼指令后，如果飞机偏航角速率大于正门限且偏航阻尼指令大于零且超过设定的延迟时间，则输出偏航阻尼指令极性错误；如果飞机偏航角速率小于负门限且偏航阻尼指令小于零且超过设定的延迟时间，同样输出偏航阻尼指令极性错误；否则，输出偏航阻尼指令极性正确。
在所述的偏航阻尼指令幅值监控模块内设定有偏航阻尼控制指令限制曲线，偏航阻尼指令幅值监控模块收到偏航阻尼指令后，取指令的绝对值，并将指令的绝对值与偏航阻尼控制指令限制曲线进行比较，判断指令绝对值是否超过限制曲线，如果超过限制曲线，则输出偏航阻尼指令幅值超限监控结果；否则，输出偏航阻尼指令幅值正常监控结果。
所述的输入信号数据有效性判断模块，分别判断飞机飞行状态数据和偏航阻尼控制指令数据有效位，然后通过该输入信号数据有效性判断模块内的逻辑表决门进行综合，得到输入信号数据有效性的监控结果。
与传统的偏航阻尼指令多余度通道比较监控相比，本发明提出的飞机偏航阻尼控制指令监控具有以下优点：
1)将偏航阻尼指令与飞机的偏航角速率响应、指令限制范围相结合，避免了多余度偏航阻尼***的共模失效安全性问题，提高了偏航阻尼控制***的安全性水平。
2)本方法基于偏航阻尼监控通道，利用飞机飞行状态参数进行偏航阻尼指令监控，该监控不依赖于偏航阻尼控制通道的控制律算法，本监控方法相对简单，易于实现。
以下结合实施例附图，对本申请做进一步详细描述。
附图说明
图1为偏航阻尼控制指令监控方法示意图。
图2为偏航阻尼指令极性监控模块监控流程示意图。
图3为偏航阻尼控制幅值监控模块监控流程示意图。
图4为偏航阻尼控制指令幅值限制曲线示意图。
图5为输入信号数据有效性判断模块判断流程示意图。
具体实施方式
参见附图，本申请的飞机偏航阻尼控制指令的监控方法，如图1所示，含有偏航阻尼控制通道和偏航阻尼监控通道，包含以下内容，1)在偏航阻尼监控通道内，设有偏航阻尼指令极性监控模块、偏航阻尼指令幅值监控模块、输入信号数据有效性判断模块以及逻辑表决门；2)通过偏航阻尼指令极性监控模块对偏航阻尼控制指令的极性进行监控，通过偏航阻尼指令幅值监控模块对偏航阻尼控制指令的幅值进行监控，通过输入信号数据有效性判断模块对偏航阻尼监控通道的输入信号的数据有效性进行监控；3)通过逻辑表决门对步骤2)的监控结果进行综合，输出综合后的监控结果，当监控结果的逻辑值为0，表示偏航阻尼控制指令无效，当监控结果的逻辑值为1，表示偏航阻尼控制指令有效；4)逻辑表决门将综合后的监控结果输入给偏航阻尼控制通道。
所述的偏航阻尼指令极性监控模块的监控流程如图2所示，偏航阻尼监控通道收到偏航阻尼指令后，如果飞机偏航角速率大于正门限且偏航阻尼指令大于零且超过设定的延迟时间，则输出偏航阻尼指令极性错误，其逻辑值为1；如果飞机偏航角速率小于负门限且偏航阻尼指令小于零且超过设定的延迟时间，同样输出偏航阻尼指令极性错误，其逻辑值为1；否则，输出偏航阻尼指令极性正确，其逻辑值为0。
所述的偏航阻尼指令幅值监控模块的监控流程如图3所示，在所述的偏航阻尼指令幅值监控模块内设定有偏航阻尼控制指令限制曲线，偏航阻尼控制指令限制曲线如图4所示，该曲线表明，偏航阻尼控制指令幅值限制值随飞机空速增大而减小，最小限制和最大限制值随具体实例进行设定。偏航阻尼指令幅值监控模块收到偏航阻尼指令后，取指令的绝对值，并将指令的绝对值与偏航阻尼控制指令限制曲线进行比较，判断指令绝对值是否超过限制曲线，如果超过限制曲线，则输出偏航阻尼指令幅值超限监控结果，其逻辑值为1；否则，输出偏航阻尼指令幅值正常监控结果，其逻辑为0。
所述的输入信号数据有效性判断模块的判断流程如图5所示，分别判断飞机飞行状态参数和偏航阻尼控制指令的数据有效位，然后通过该输入信号数据有效性判断模块内的逻辑表决门进行综合，得到输入信号数据有效性的监控结果，0表示输入信号数据有效，1表示输入信号数据无效。
Claims (1)
1.一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法，含有偏航阻尼控制通道和偏航阻尼监控通道，其特征在于包含以下内容，1)在偏航阻尼监控通道内，设有偏航阻尼指令极性监控模块、偏航阻尼指令幅值监控模块、输入信号数据有效性判断模块以及逻辑表决门；2)通过偏航阻尼指令极性监控模块对偏航阻尼控制指令的极性进行监控，通过偏航阻尼指令幅值监控模块对偏航阻尼控制指令的幅值进行监控，通过输入信号数据有效性判断模块对偏航阻尼监控通道的输入信号的数据有效性进行监控；所述的偏航阻尼指令极性监控模块，收到偏航阻尼指令后，如果飞机偏航角速率大于正门限且偏航阻尼指令大于零且超过设定的延迟时间，则输出偏航阻尼指令极性错误；如果飞机偏航角速率小于负门限且偏航阻尼指令小于零且超过设定的延迟时间，同样输出偏航阻尼指令极性错误；否则，输出偏航阻尼指令极性正确；在所述的偏航阻尼指令幅值监控模块内设定有偏航阻尼控制指令限制曲线，偏航阻尼指令幅值监控模块收到偏航阻尼指令后，取指令的绝对值，并将指令的绝对值与偏航阻尼控制指令限制曲线进行比较，判断指令绝对值是否超过限制曲线，如果超过限制曲线，则输出偏航阻尼指令幅值超限监控结果；否则，输出偏航阻尼指令幅值正常监控结果；所述的输入信号数据有效性判断模块，分别判断飞机飞行状态数据和偏航阻尼控制指令数据有效位，然后通过该输入信号数据有效性判断模块内的逻辑表决门进行综合，得到输入信号数据有效性的监控结果；3)通过逻辑表决门对步骤2)的监控结果进行综合，输出综合后的监控结果；4)逻辑表决门将综合后的监控结果输入给偏航阻尼控制通道。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911373912.2A CN113050676B (zh) | 2019-12-26 | 2019-12-26 | 一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911373912.2A CN113050676B (zh) | 2019-12-26 | 2019-12-26 | 一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113050676A CN113050676A (zh) | 2021-06-29 |
| CN113050676B true CN113050676B (zh) | 2022-11-22 |
Family
ID=76506414
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911373912.2A Active CN113050676B (zh) | 2019-12-26 | 2019-12-26 | 一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113050676B (zh) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4094479A (en) * | 1976-01-29 | 1978-06-13 | Sperry Rand Corporation | Side slip angle command SCAS for aircraft |
| CN205080436U (zh) * | 2015-08-11 | 2016-03-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 偏航阻尼控制*** |
| CN106625724A (zh) * | 2016-11-29 | 2017-05-10 | 福州大学 | 一种面向云控制平台的工业机器人本体安全控制方法 |
| CN107608381A (zh) * | 2017-09-30 | 2018-01-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种混合余度配置的电传飞控***控制架构 |
| CN108361150A (zh) * | 2018-01-31 | 2018-08-03 | 新疆金风科技股份有限公司 | 偏航控制装置、执行装置、偏航***及方法 |
| CN110347171A (zh) * | 2019-07-12 | 2019-10-18 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行器控制方法及飞行器 |
-
2019
- 2019-12-26 CN CN201911373912.2A patent/CN113050676B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4094479A (en) * | 1976-01-29 | 1978-06-13 | Sperry Rand Corporation | Side slip angle command SCAS for aircraft |
| CN205080436U (zh) * | 2015-08-11 | 2016-03-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 偏航阻尼控制*** |
| CN106625724A (zh) * | 2016-11-29 | 2017-05-10 | 福州大学 | 一种面向云控制平台的工业机器人本体安全控制方法 |
| CN107608381A (zh) * | 2017-09-30 | 2018-01-19 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种混合余度配置的电传飞控***控制架构 |
| CN108361150A (zh) * | 2018-01-31 | 2018-08-03 | 新疆金风科技股份有限公司 | 偏航控制装置、执行装置、偏航***及方法 |
| CN110347171A (zh) * | 2019-07-12 | 2019-10-18 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行器控制方法及飞行器 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113050676A (zh) | 2021-06-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107908109B (zh) | 一种基于正交配置优化的高超声速飞行器再入段轨迹优化控制器 | |
| US20210269087A1 (en) | Active Fault Tolerance and Fault Mitigation System Based on Steer-by-wire with Dual Motors and Control Method Therefor | |
| CN103616816B (zh) | 一种高超声速飞行器升降舵故障控制方法 | |
| CN105468008B (zh) | 一种飞机迎角保护控制方法 | |
| CN104458298B (zh) | 基于多模型的高速列车悬架***多执行器故障检测与隔离方法 | |
| EP3139375A1 (en) | Method and system for remotely training and commanding the speech recognition system on a cockpit via a carry-on-device in a connected aircraft | |
| US20130173828A1 (en) | Remote data concentrator | |
| CN104049638A (zh) | 执行器动态的飞行器姿态分散式容错控制*** | |
| EP1972551B1 (en) | Cabin pressure control system dual valve control and monitoring architecture | |
| CN113050676B (zh) | 一种飞机偏航阻尼控制指令的监控方法 | |
| CN104007663A (zh) | 一种含参数不确定性的四旋翼姿态自适应容错控制方法 | |
| CN103234553A (zh) | 一种陀螺测量***的故障诊断方法 | |
| CN102944216A (zh) | 基于改进表决算法的三冗余船舶动力定位艏向测量方法 | |
| CN110386153A (zh) | 基于***理论危害分析的车道保持辅助***安全分析方法 | |
| CN102736517A (zh) | 一种针对三自由度直升机直接自适应重构控制方法 | |
| CN110262448A (zh) | 具有状态限制的高超声速飞行器升降舵故障容错控制方法 | |
| KR101811432B1 (ko) | 진보된 와치독 장치 및 그 동작 방법 | |
| CN113128035A (zh) | 民用飞机飞控传感器信号重构容错控制方法 | |
| WO2016050190A1 (zh) | 基于能量管理的风切变探测方法及装置 | |
| CN103885421B (zh) | 一种标准总线控制器 | |
| US11619517B2 (en) | Method and system for determining an estimation of an anemometric parameter in an aircraft | |
| CN107703740A (zh) | 一种高速列车关键***的鲁棒间歇传感器故障诊断方法 | |
| CN108490808A (zh) | 一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法 | |
| CN102063807A (zh) | 一体化tcas主处理器告警方法 | |
| Jiang et al. | Adaptive reconfiguration scheme for flight control systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |