本發(fā)明專利技術(shù)公開了一種水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律。為改善飛機在起降狀態(tài)下的縱向靜穩(wěn)定性，并抑制投水滅火時飛機重量、重心突然變化，以及突風帶來的擾動，在飛機已有的助力飛行操縱系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，通過復(fù)合搖臂將控制增穩(wěn)系統(tǒng)與助力飛行操縱系統(tǒng)進行交聯(lián)。其中，助力飛行操縱系統(tǒng)采用無回力式，換裝氣液人感裝置，以確保全飛行包線內(nèi)的飛行操縱特性滿足適航規(guī)章要求；控制增穩(wěn)系統(tǒng)通過俯仰速率反饋及迎角、過載反饋等來確保飛機的短周期運動模態(tài)滿足飛行品質(zhì)規(guī)范要求。
【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律所述
：本專利技術(shù)專利涉及飛機縱向控制增強及增穩(wěn)控制的領(lǐng)域
技術(shù)介紹
：國內(nèi)已服役的大型水陸兩棲飛機采用機械式人力操縱系統(tǒng)，操縱力過大，極大地增加了駕駛員的操縱負擔，對飛機的飛行品質(zhì)及飛行安全性構(gòu)成不利的影響。在研的大型水陸兩棲飛機雖采用了機械助力式飛行操縱系統(tǒng)，但由于是無回力系統(tǒng)，飛機在起降狀態(tài)下的駕駛員操縱負擔仍然過重，滅火投水時易發(fā)生大的姿態(tài)瞬時變化。此外，該型飛機的適海抗浪能力仍不能滿足惡劣海況外海救援的要求，為改善該能力，必須采用附面層增升手段。為配合附面層增升設(shè)計，水上飛機應(yīng)當配備有效的控制增穩(wěn)手段，改善飛行品質(zhì)，并提高起降狀態(tài)的飛行安全性。
技術(shù)實現(xiàn)思路
：本專利技術(shù)提出了一種控制增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律，能夠解決水陸兩棲飛機水面起降、投水滅火時的縱向靜穩(wěn)定性不足問題，有效地改善飛機飛行品質(zhì)。本專利技術(shù)提出了一種優(yōu)化改進方案，即在原準機的機械操縱系統(tǒng)的基礎(chǔ)上加裝控制增穩(wěn)系統(tǒng)。控制系統(tǒng)由機械助力式飛行操縱系統(tǒng)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)2部分組成。在飛機已有的助力飛行操縱系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，通過復(fù)合搖臂將控制增穩(wěn)系統(tǒng)與助力飛行操縱系統(tǒng)進行交聯(lián)。其中，助力飛行操縱系統(tǒng)采用無回力式，換裝氣液人感裝置，以確保全飛行包線內(nèi)的飛行操縱特性滿足適航規(guī)章要求；控制增穩(wěn)系統(tǒng)通過俯仰速率反饋及迎角、過載反饋等來確保飛機的短周期運動模態(tài)滿足飛行品質(zhì)規(guī)范要求。本專利技術(shù)可有效改善飛機的縱向飛行品質(zhì)，在提高飛行安全性的同時，使飛機易于操縱。水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)選用常規(guī)響應(yīng)構(gòu)型的俯仰軸控制律來設(shè)計，即采用迎角和俯仰速率混合反饋的比例式控制律。本專利技術(shù)提供的控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制律，具有以下有益效果：在飛機已有的助力飛行操縱系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，通過復(fù)合搖臂將控制增穩(wěn)系統(tǒng)與助力飛行操縱系統(tǒng)進行交聯(lián)。通過增穩(wěn)反饋改善飛機的短周期模態(tài)，通過前饋增益改善飛機的操縱特性。該系統(tǒng)與現(xiàn)有的機械操縱系統(tǒng)相兼容，可有效改善飛機飛行品質(zhì)。附圖說明：附圖是本專利技術(shù)提供的起降階段縱向控制增穩(wěn)控制律原理框圖；參見附圖，本專利技術(shù)實施例提供起降狀態(tài)下的控制增穩(wěn)控制律原理框圖。其中：001代表駕駛員操縱力；002代表人工載荷機構(gòu)；003為機械操縱線系傳動比；004為復(fù)合搖臂；005為升降舵執(zhí)行機構(gòu)；006為飛機本體動力學(xué)模型；007為飛機的迎角響應(yīng)；008為飛機的俯仰速率響應(yīng)；009為迎角反饋回路的濾波器；011為俯仰速率反饋增益；012為加法計算環(huán)節(jié)；013為控制增穩(wěn)系統(tǒng)前饋增益。箭頭表征信號的傳導(dǎo)及分流方向；加法環(huán)節(jié)及減法環(huán)節(jié)表征信號的匯總以及算術(shù)關(guān)系，“+”號表示匯總時信號取正，“-”號表征匯總時信號取負；信號按箭頭方向傳導(dǎo)，會抵達各個處理環(huán)節(jié)，根據(jù)環(huán)節(jié)的特性進行必要的轉(zhuǎn)換，如放大、濾波、積分運算等。如附圖所示，駕駛桿力通過圖上方的通道傳遞，通過002、003兩個環(huán)節(jié)傳遞到004，與從012環(huán)節(jié)處理過的信號相加之后，經(jīng)005環(huán)節(jié)的處理，傳遞到飛機動力學(xué)模型006。與此同時，桿力還通過013環(huán)節(jié)向前傳遞，在與經(jīng)環(huán)節(jié)010、011處理過的信號相加之后，傳遞給加法環(huán)節(jié)004。與環(huán)節(jié)003處理過的信號相加之后，傳遞至環(huán)節(jié)004，與003環(huán)節(jié)處理過的信號相加，傳遞至環(huán)節(jié)005。飛機實際的動態(tài)響應(yīng)007及008，還可通過反饋通道傳送到前向通道之中。迎角007通過環(huán)節(jié)009及010，傳遞到加法環(huán)節(jié)012；俯仰速率008通過另外一條回路，經(jīng)環(huán)節(jié)011處理后，也傳送到加法環(huán)節(jié)012；3組信號相加后，通過加法環(huán)節(jié)004，與003的輸出信號共同構(gòu)成環(huán)節(jié)005的輸入信號。具體實施方式：下面將結(jié)合本專利技術(shù)實施例中的附圖，對本專利技術(shù)實施例中的技術(shù)方案進行清楚、完整的描述，顯然，所描述的實施例僅為本專利技術(shù)一部分實施例，而不是全部實施例。基于本專利技術(shù)中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出原創(chuàng)性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本專利技術(shù)保護的范圍。本專利技術(shù)提供的縱向控制增穩(wěn)控制律，可運用于改善水陸兩棲飛機或其他水上飛機的縱向穩(wěn)定性及操縱性，從而提高其水面起降狀態(tài)、投水滅火狀態(tài)的安全性。參見附圖，本專利技術(shù)實施例提供起降狀態(tài)下的控制增穩(wěn)控制律原理框圖。其中：001代表駕駛桿力；002代表人工載荷機構(gòu)；003為機械操縱線系傳動比；004為復(fù)合搖臂；005為升降舵執(zhí)行機構(gòu)；006為飛機本體動力學(xué)模型；007為飛機的迎角響應(yīng)；008為飛機的俯仰速率響應(yīng)；009為迎角反饋回路的濾波器；010為迎角反饋回路的增益；011為俯仰速率反饋增益；012為前向通道加法環(huán)節(jié)；013為控制增穩(wěn)系統(tǒng)前饋增益。如附圖所示，縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)由三部分組成：由人工載荷機構(gòu)002、操縱桿系003、助力器004組成的機械操縱系統(tǒng)；由迎角濾波器009、迎角反饋增益010、俯仰速率反饋增益011組成的增穩(wěn)系統(tǒng)；以及由指令梯度增益013構(gòu)成的前向通路。駕駛員施加操縱力001，通過人工感覺裝置002，以一定的比例關(guān)系轉(zhuǎn)換為桿位移，通過機械傳動系統(tǒng)003放大為飛機升降舵的偏轉(zhuǎn)指令，通過復(fù)合搖臂004控制升降舵助力器005操縱升降舵的運動，使得飛機006產(chǎn)生俯仰姿態(tài)運動。俯仰速率反饋增益011用于改善飛機的短周期模態(tài)動穩(wěn)定性，當飛機存在抬頭速率時，該增益產(chǎn)生升降舵下偏的信號，通過復(fù)合搖臂004修正駕駛員的操縱指令，抑制飛機抬頭速率的增加；當飛機存在低頭速率時，該增益產(chǎn)生升降舵上偏的信號，通過復(fù)合搖臂004修正駕駛員的操縱指令，抑制飛機的低頭速率的增加。因此該增益起飛機俯仰姿態(tài)運動的穩(wěn)定作用。迎角反饋增益010用于提高飛機的縱向靜穩(wěn)定性。當飛機飛行迎角增加時，該增益產(chǎn)生升降舵下偏的信號，通過復(fù)合搖臂004修正駕駛員的操縱指令，快速抑制迎角繼續(xù)增加的趨勢，使短周期模態(tài)的過渡時間更短；當飛機飛行迎角減小時，該增益產(chǎn)生升降舵上偏，通過復(fù)合搖臂010修正駕駛員的操縱指令，快速抑制迎角繼續(xù)減小的趨勢，使短周期模態(tài)的過渡時間更短。前向增益013用于修正駕駛員的操縱增益，當駕駛員感覺操縱力過重時，該增益增加，以放大駕駛員的操縱效果，使其操縱負擔降低；反之，則增益減小，主動減小駕駛員的操縱效果，避免操縱過于靈敏。由理論可知，當增穩(wěn)反饋回路增益增大，則整個操縱系統(tǒng)的閉環(huán)增益越小，靜操縱性受到不利影響。而增加前饋指令通道后，可以提高前饋增益，從而補償反饋回路帶來的不利影響。從而在改善飛機的縱向靜穩(wěn)定性及動穩(wěn)定性。附圖中，飛機動力學(xué)模型006采用線性小擾動方程。附圖中包括駕駛盤操縱力前饋增益013，俯仰速率008的反饋增益011以及迎角的反饋增益010等三個控制律設(shè)計參數(shù)；升降舵執(zhí)行機構(gòu)簡化為時間常數(shù)τact＝0.10s的慣性環(huán)節(jié)；駕駛盤特性002和升降舵?zhèn)鬟f系數(shù)003用來表征簡化的機械通道模型。以上參數(shù)由飛機本體特性和機械操縱系統(tǒng)決定，在給定的飛行狀態(tài)下不隨控制律的不同而變化。在迎角反饋回路加入了時間常數(shù)τaf為0.10s的一階低通濾波器009，用于濾除迎角信號的高頻噪聲。本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護點】
一種水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律，其特征在于，包括：機械助力式飛行操縱系統(tǒng)、復(fù)合搖臂、控制增穩(wěn)控制系統(tǒng)和飛機本體模型。
【技術(shù)特征摘要】
1.一種水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律，其特征在于，包括：機械助力式飛行操縱系統(tǒng)、復(fù)合搖臂、控制增穩(wěn)控制系統(tǒng)和飛機本體模型。2.如權(quán)利要求1所述的水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律，采用常規(guī)響應(yīng)構(gòu)型，即迎角和俯仰速率混合反饋的比例式控制律。3.如權(quán)利要求2所述的水陸兩棲飛機縱向控制增穩(wěn)控制律，在起降飛行模式下，駕駛桿力通過氣液人感裝置、機械桿系放大為升降舵助力器的偏轉(zhuǎn)指令，通過升降舵的作動來操縱飛...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：孫衛(wèi)平，周堃，廖海君，
申請(專利權(quán))人：中航通飛研究院有限公司，
類型：發(fā)明
國別省市：廣東,44
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