CN114625159B - 一种基于被控变量的结冰飞机控制方法 - Google Patents

Abstract

本说明书实施例公开了一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。

Description

一种基于被控变量的结冰飞机控制方法

技术领域

本说明书涉及飞行控制领域，尤其涉及一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。

背景技术

飞机在含有大量过冷水滴的大气中飞行时，表面会聚集冰层，冰层主要集中在机翼、操纵面和进气道唇口等对气动特性影响显著的部位。结冰导致的飞机气动特性改变会使飞行品质下降，更为严重的可能导致飞机失控。

飞机结冰对飞机气动特性的影响主要体现在机身及平尾失速特性、飞行性能、稳定性和操纵性。实际飞行过程中结冰速度和积冰几何形状受飞行环境和气动部件外形综合影响，目前并不能做出很好的预测，尤其是积冰几何形状基本无法预测，很难精确判定积冰会对气动部件的外流场产生何种影响。

因此，需要提供一种适用于结冰状态的飞机的飞行控制方案。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种适用于结冰状态的飞机的飞行控制方案。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，包括：

确定飞机在三个控制通道上的控制变量：

其中，LCV为横向控制变量，p_s为稳定轴系下的滚转角速度，p为体轴系下的滚转角速度，r为体轴系下的偏航角速度，α为攻角；MCV为纵向控制变量，q为体轴系下的俯仰角速度，Q为动压，S为飞机参考面积，C_Lα为升力线斜率，m为飞机质量，V_co为俯仰角速度和法向加速度在纵向控制变量中比重相同时的速度；NCV为航向控制变量，β为侧滑角；

根据所述被控变量，结合增量动态逆原理，推导出对应上述被控变量的增量动态逆控制方法，实现通航飞机结冰状态的鲁棒控制，控制律中需要用到的角加速度信号通过安装于机身不同位置的线加速度计测量值解算得到。

本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到以下有益效果：

与现有技术相比，本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身顶点配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值解算出飞机角加速度。

附图说明

图1为本申请实施例所涉及的飞机外表的结冰形状示意图；

图2为本申请实施例中所提供的传感器的位置示意图；

图3a为本申请实施例所提供的纵向上的控制响应逻辑示意图，图3b为本申请实施例所提供的在横向上的控制响应逻辑示意图；

图4a至图4c为本申请实施例所提供的指令响应的三通道的仿真结果的示意图；

图5a至图5c为本申请实施例所提供的结冰状态与常规状态下本申请的方案和常规方案的三通道的对比示意图。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

飞行过程中结冰速度和积冰几何形状受飞行环境和气动部件外形综合影响，目前并不能做出很好的预测，尤其是积冰几何形状基本无法预测，图1列出几种常见形状，从图中积冰形状和积冰位置看，积冰主要发生在气动部件前缘，会破环气动部件的外流场，不同冰型对流线的破环程度有较大的差异，其中角状冰对流场的破坏尤其严重，其导致的气动参数改变量比较大，有可能诱发飞机“海豚跳”，但很难精确判定积冰会对气动部件的外流场产生何种影响。

气动部件积冰导致飞机静稳定导数、舵面铰链力矩和操纵导数改变，会改变飞机飞行品质，进一部会导致严重的飞行问安全问题，因此需要克服飞机积冰带来的影响。

基于此，本申请实施例提供一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，具体包括：

步骤S201，确定飞机的角加速度

在本申请实施例中，需要使用状态变化率作为反馈信号，但是状态变化率往往不容易直接测量，以飞机动力学***为例，状态变化率中的线加速度可通过加速度计直接测量，直接敏感角加速度的传感器由于量程和带宽受限，因此都采用间接方法来测量角加速度。

常见的角加速度间接测量方法本质上都是基于微分运算的，而微分运算会放大测量噪声，降低角加速度信号的信噪比，因此本文采用基于线加速度计和陀螺仪相结合的方法来获得飞机在质心上角加速度。

安装在机身上某处的线加速度可以下式表示：

其中下标“cg”表示质心处的值，依据两个不同位置(i,j)线加速度相减可以得到角加速度满足如下关系：

写成标量形式为

其中

显然式(3)左边矩阵的秩为2，因此一对线加速度传感器不足以直接计算出三轴角加速度，必须采用三个或三个以上的线加速度传感器布置在机身上，才可以计算出唯一的三轴角加速度值。考虑到一般运输类飞机机身实际几何形状，轴向和展向有较大的空间来布置线加速度传感器，参照式(2)，较大的相对距离可产生较大的线加速度差量，可降低线加速度计测量噪声对最终结果的影响。四个传感器的具体安装位置如图2中的所示，分别位于机翼两端、机头和机尾，其中①号和③号(即第一传感器和第三传感器)位于飞机对称面内，且z坐标相同，②号和④号(即第二传感器和第四传感器)的x坐标和z坐标。

参照式(2)和(3)，再结合上面传感器安装位置，可以计算出飞机的三轴角加速度。对①号和③号传感器而言，式(2)和(3)变为：

对②号和④号传感器则有：

偏航角加速度既可以采用①号和③号传感器计算得到，也可以通过②号和④号传感器得到，若将两者综合，则可以消除角速度测量误差对角加速度测量值的影响：

为了让线加速度测量值能够计算出角加速度，因此线加速度传感器必须分散布置非质心位置，因此测得线加速度必须进行角速率修正，采用(1)式描述飞机质心处的线加速度a_cg。

S203，根据所述在质心处的线加速度a_cg，采用如下方式确定机在三个不同控制通道上的控制变量。

在设计飞机的飞行控制律时需要对纵向、航向和横向三个通道进行综合控制，具体控制变量为如下形式：

其中，LCV为横向控制变量，p_s为稳定轴系下的滚转角速度，p为滚转角速度，r为偏航角速度，α为攻角；MCV为纵向控制变量，q为俯仰角速度，Q为动压，S为飞机参考面积，C_Lα为升力线斜率，m为飞机质量，V_co为俯仰角速度和法向加速度在纵向控制变量中比重相同时的速度，来源于C^*准则，在升力线性的情况下，上述纵向控制变量与C^*准则等价，取值一般为120m/s左右，低速时偏重于俯仰角速度控制，高速时偏重于迎角控制(实际等同于过载)；NCV为航向控制通道，β为侧滑角。

S205，根据所述控制变量输入相应指令，生成舵面指令以实现飞机的飞行控制。

在本申请实施例中，对于飞机的纵向和横航向分开设计。如图3a和图3b所示，图3a为本申请实施例所提供的纵向控制律示意图，图3b为本申请实施例所提供的在横航向上的控制律示意图。

对纵向控制而言，状态取为x＝[α,q]，因此纵向控制中需要用到迎角变化率，显然迎角和侧滑角的变化率并不能直接测量，只能用微分方式得到，但是气流角的测量精度较低，同时由于频带受限导致数据采样率偏低，因此通过气流角测量值微分得到的迎角变化率不能直接用于上面的纵向控制律当中。本文采用角速度和线加速度测量信号代入到迎角动力学方程中，直接计算得到迎角变化率，飞机迎角的动力学方程可写为如下形式：

若引入不扣除重力加速度测量信号(原始信号)，上式可以变为：

显然由上式可以通过线加速度计、气流角传感器和三轴陀螺仪的测量值直接得到，不用引入跟踪微分器。增量动态逆方法中用到的俯仰角加速度则是通过第3节中的方案得到。

对横航向控制而言，状态取为：

x＝[p,r]

因此横航向增量动态逆控制方法需要用到滚转角加速度和偏航角加速度，同样可通过第3节中的方案得到，这里不再详述。稳定轴系下偏航角速度r_s作为侧滑角控制的内环，稳定轴系下偏航角速度指令r_sc可用下式表示：

r_sc＝-K_NCV(NCV-β)+f_β (11)

其中对于f_β同样可以采用传感器的实测信号代替实际的气动模型：

参照控制品质需求和时标分离思想各控制参数取为：

K_MCV＝10rad/s；K_LCV＝10rad/s；K_NCV＝2rad/s。

与现有技术相比，本发明通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身顶点配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机质心处的角加速度。

进一步的，本申请实施例还提供了相应的如下验证：

试验对象为一较大展弦比的通航飞机，机翼面积为24m²，展长为19.8m，平均气动弦长为2m，机身长度为15m，质量为3000kg，转动惯量参数为：

I_xx＝21562kg·m²；I_yy＝14231kg·m²；I_zz＝34256kg·m²；I_xz＝239kg·m²

伺服***采用一阶惯性***建模，带宽为ω_a＝50rad/s。分别对三通道进行跟踪仿真，飞行速度为60m/s，飞行高度1000m，指令形式为偶极方波，仿真时不考虑模型偏差和测量误差。

三通道的指令响应特性可用如下传递函数来描述：

指令响应的仿真结果如图4a至图4c所示，可见在不考虑模型偏差和测量误差的情况下，三通道的被控变量都能较好的跟踪上预期指令。其中横向控制在实现滚转指令跟踪的同时，也能较好抑制侧滑角，在航向上，能实现带侧滑飞行，不仅能抑制侧风扰动，同时能让飞机在着陆阶段对准跑道。

飞机结冰时的气动参数会发生变化。如表1所示。

表1飞机结冰前后气动参数

结冰后气动参数会发生较大的变化，以对内环姿态控制最主要的几个参数幅值变化为例：C_mα减小17.6％，减小13.5％，Cn_β减少了27％，C_lβ减少10％，/>减小26％，/>减小33.3％。图5为三通道结冰状态与标称状态仿真结果，同时给出了常规控制方法与本申请的方法进行比较，可以看出，对于本申请的方法，由于结冰状态气动参数与标称状态有较大差异，各通道舵面偏转与标称状态不同，在结冰状态下则能更好的跟踪被控变量。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置、设备和介质类实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可，这里就不再一一赘述。

上述对本说明书特定实施例进行了描述。其它实施例在所附权利要求书的范围内。在一些情况下，在权利要求书中记载的动作或步骤或模块可以按照不同于实施例中的顺序来执行并且仍然可以实现期望的结果。另外，在附图中描绘的过程不一定要求示出的特定顺序或者连续顺序才能实现期望的结果。在某些实施方式中，多任务处理和并行处理也是可以的或者可能是有利的。

Claims (5)

1.一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，所述方法包括：

确定飞机在三个控制通道上的控制变量：

其中，LCV为横向控制变量，p_s为稳定轴系下的滚转角速度，p为体轴系下的滚转角速度，r为体轴系下的偏航角速度，α为攻角；MCV为纵向控制变量，q为体轴系下的俯仰角速度，Q为动压，S为飞机参考面积，C_Lα为升力线斜率，m为飞机质量，V_co为俯仰角速度和法向加速度在纵向控制变量中比重相同时的速度；NCV为航向控制变量，β为侧滑角；

根据所述控制变量输入相应指令，生成舵面指令以实现飞机的飞行控制。

2.如权利要求1所述的方法，需要确定飞机角加速度包括：

根据设置于非质心位置上的多个线加速度传感器的测量值a_i，采用如下方式确定飞机角加速度

3.如权利要求2所述的方法，需要对上述多个线加速度传感器的安装位置进行布置，包括：

设置于机翼两端、机头和机尾共4个传感器，其中，传感器1和传感器3位于飞机对称面内，且z方向坐标相同，传感器2和传感器4的x方向坐标和z方向坐标相同。

4.如前面要求3所述的方法，具体确定通航飞机三轴角加速度的具体值，包括：

采用传感器1和传感器3所感测得到的线加速度分别确定和/>

或者，采用传感器2和传感器4感测得到的线加速度分别确定和/>

5.如权利要求4所述的方法，其中，还包括：

综合传感器1和传感器3所确定的结果和传感器2和传感器4所确定的结果，可消除角速度测量误差的影响：