專利名稱：控制飛機俯仰的方法和裝置的制作方法
控制飛機俯仰的方法和裝置本發(fā)明涉及一種控制飛機、特別是運輸機的俯仰的方法和裝置。 確切說，本發(fā)明的一個目的是矯正一種表現(xiàn)為飛機的自發(fā)上仰運 動的自動上仰現(xiàn)象。大家知道， 一飛機的俯仰的力矩取決于飛機重心(重量作用點) 與飛機升力的中心(升力作用點)之間的杠桿臂。對靜態(tài)穩(wěn)定的飛機 來說，升力中心位于重心后方。但是，根據(jù)飛機的馬赫數(shù)和飛機的迎 角值，機翼端部會失速。飛機的升力系數(shù)會稍稍減小，但只要飛機的 升力中心向前移動很多，俯仰的力矩的模數(shù)會大大減小，因為它通常 與上述杠桿臂的長度直接有關(guān)。把飛機恢復(fù)到迎角設(shè)定值的恢復(fù)力矩 瞬時減小。飛機的控制變得極為困難，對迎角振蕩的阻尼大大減小。 從而出現(xiàn)上述上仰現(xiàn)象。為矯正這一不穩(wěn)定性(或自動上仰)，公知的做法是對俯仰控制 定律加上抗上仰矯正定律，該抗上仰矯正定律為的是通過重新賦予隨 迎角而變的俯仰力矩的變動以線性化來改善飛機在該不穩(wěn)定性(飛 行)相中的表現(xiàn)。這一抗上仰矯正定律一般很難調(diào)節(jié)，因為它是在標 準控制定律的作用與該要重新獲得上述線性的添加的矯正定律的作用 之間作出妥協(xié)的結(jié)果。在這一矯正下，飛機的表現(xiàn)一般與上仰現(xiàn)象出 現(xiàn)前所具有的表現(xiàn)不同，例如更緩合但速度下降，機動飛行慣性增大。 因此上述標準類型的抗上仰矯正定律不完全令人滿意。 本發(fā)明的一個目的是克服這些缺點。本發(fā)明涉及一種控制飛機、 特別是運輸機的俯仰的方法，該方法對上述類型的上仰現(xiàn)象作出有效 矯正。為此，按照本發(fā)明，所述方法自動、反復(fù)進行下述一系列步驟a) 考慮一受控裝載系數(shù)NZc;b) 估計加在飛機上的一裝載系數(shù)NZcg;c) 至少用下述主表達式計算一控制指令 Kl.NZc+K2.NZcg K1和K2為兩預(yù)定增益值；以及d) 把該控制指令傳給一偏轉(zhuǎn)飛機的至少一個方向舵的裝置，所述
偏轉(zhuǎn)裝置生成一代表所述控制指令的偏轉(zhuǎn)指令后把該指令傳給所述方 向舵的至少一個驅(qū)動器，其特別之處在于，在所述步驟C)前還自動、反復(fù)進行下述一系列步驟-確定飛機的實際馬赫數(shù)；-確定飛機的實際迎角；-比較所述實際迎角與一迎角基準值；以及-如所述實際迎角大于所述基準值，用所述實際馬赫數(shù)和所述實 際迎角確定一修正增益值A(chǔ)K2，然后在所述步驟c)中所述控制指令 的計算中用所述修正增益值△ K2取代所述增益值K2。因此，本發(fā)明不是在(上述主表達式所示)標準控制定律上添加 矯正定律，而是根據(jù)飛機的迎角和馬赫數(shù)修正該控制定律的裝栽系數(shù) 反饋增益來抵銷上仰現(xiàn)象。這特別可把飛機在線性域中的閉環(huán)中具有 的動態(tài)范圍保持在所述上仰現(xiàn)象出現(xiàn)的域中，從而可在該高度非線性 域中恢復(fù)該控制定律的標稱性能。最好是，用飛機的所述實際馬赫數(shù)確定所述迎角基準值。應(yīng)該看到，本發(fā)明可用于任何包括裝載系數(shù)反饋(即所述裝載系 數(shù)NZcg)的標準控制定律。在一特殊實施例中，還進行如下運算-估計一加在飛機上的俯仰率q;-估計一加在飛機上的裝載系數(shù)的積分INZ;以及-在步驟c)中，在所述主表達式中用下述輔助表達式計算所述控制指令K3.q+K4.INZK3和K4為兩預(yù)定增益值。因此本發(fā)明還適用于除了裝載系數(shù)反饋還有俯仰率反饋和裝載系 數(shù)積分反饋的控制定律。在后面這種情況下，所述修正增益值A(chǔ)K2最好滿足下式AK2 = [m.g.K5.(a-a0)/ [S.Pdyn.CzaI其中，6 -m為飛機質(zhì)量； -g為重力加速度；- K5和Czot為兩取決于實際馬赫數(shù)的可變參數(shù)；- oc為所述實際迎角；-ocO為所述迎角基準值；-S為飛機機翼的基準表面；以及- Pdyn為動態(tài)壓力。因此，根據(jù)空氣動力系數(shù)(出現(xiàn)在AK2的計算中)、特別使用動 態(tài)壓力Pdyn (考慮速度的作用)修正該增益值。本發(fā)明還涉及一種控制飛機的俯仰的裝置，其用處是恰當時抵銷 上述類型的上仰現(xiàn)象。按照本發(fā)明，所述控制裝置包括-接收一受控裝載系數(shù)NZc的裝置；-估計加在飛機上的一裝載系數(shù)NZcg的裝置；以及-至少用下述主要表達式(按照標準控制定律)計算一控制指令 的計算裝置Kl.NZc+K2.NZcgKl和K2為兩預(yù)定增益值，該控制指令傳給一偏轉(zhuǎn)飛機的至少一個方向舵的裝置，所述偏轉(zhuǎn) 裝置生成一代表所述控制指令的偏轉(zhuǎn)指令后把該指令傳給所述方向舵 的至少一個驅(qū)動器，其特別之處在于，該控制裝置還包括-確定飛機的實際馬赫數(shù)的裝置；-確定飛機的實際迎角的裝置；-比較所述實際迎角與一迎角基準值的裝置；以及-如所述實際迎角大于所述基準值用所述實際馬赫數(shù)和所述實 際迎角確定一修正增益值A(chǔ)K2的裝置，然后在所述計算裝置計算所述 控制指令時用所述修正增益值A(chǔ)K2取代所述增益值K2。因此本發(fā)明的一個目的是把一標準控制定律的(裝載系數(shù)NZcg 的)反饋增益用于非線性上仰現(xiàn)象。在一特殊實施例中-本發(fā)明控制裝置還包括 ■估計一加在飛機上的俯仰率q的裝置；以及 ■估計一加在飛機上的裝載系數(shù)的積分INZ的裝置；以及 -所述計算裝置構(gòu)造成能在所述主表達式中用下述輔助表達式 計算所述控制指令 K3.q+K4.INZK3和K4為兩預(yù)定增益值。 本發(fā)明還涉及一種控制飛機的系統(tǒng)，包括 ——生成一受控裝載系數(shù)的裝置；-用所述受控裝載系數(shù)生成一控制指令的上述控制裝置；以及-用所述控制指令生成飛機的至少一個方向舵的偏轉(zhuǎn)指令后把 該偏轉(zhuǎn)指令傳給所述方向舵的至少一個驅(qū)動器的偏轉(zhuǎn)裝置。最好是，所述控制裝載系數(shù)生成裝置以標準方式包括一自動駕駛 儀和/或一控制桿裝置。此外，在一特殊實施例中，所述控制裝置集成在飛機的一自動駕 駛儀中。下面用


本發(fā)明實施方式。在這些附圖中，相同部件用同 一標號表示。圖1為本發(fā)明裝置示意圖；圖2曲線圖示出本發(fā)明裝置在其中作出矯正的區(qū)；以及圖3和4示出本發(fā)明裝置具體特性的特殊實施例。本發(fā)明裝置1用來確定一飛機(未示出)、特別是運輸機的控制 俯仰的指令。為此，該裝置1構(gòu)成一標準控制系統(tǒng)2的一部分。所述特別用來控制飛機的俯仰的系統(tǒng)2包括-下述的確定一受控裝載系數(shù)NZc的裝置3;-經(jīng)連線4與所述裝置3連接的所述控制裝置1，其用處是用從 所述裝置3接收的該受控裝載系數(shù)NZc生成下述的一控制指令；以及-經(jīng)連線6與所述控制裝置1連接、用從所述裝置l接收的控制 指令生成飛機的至少一個方向舵7的偏轉(zhuǎn)指令的偏轉(zhuǎn)裝置5。該偏轉(zhuǎn)裝 置5經(jīng)連線8以標準方式把該偏轉(zhuǎn)指令傳給所述方向航7的至少一個 驅(qū)動器9。此外，所述控制裝置l還包括-用來接收一受控裝載系數(shù)NZc的裝置、特別是連線4; -特別包括估計加在飛機上的一裝載系數(shù)NZcg的裝置ll的反饋 信息源組10;以及-至少用下述主表達式(1)按照一控制定律計算一控制指令的 計算裝置12:Kl.NZc+K2.NZcg其中，Kl和K2為兩預(yù)定增益值。按照本發(fā)明，所述裝置1構(gòu)造成能有效矯正飛機的自動上仰現(xiàn)象。 這類上仰現(xiàn)象如圖2所示發(fā)生在飛機的實際迎角ct超過迎角基準值ctO 之時，圖2示出飛機以其重心為支點的相對橫向傾斜力矩Cm與所述 實際迎角oc之間的關(guān)系。在迎角值小于基準值ccO的區(qū)域Zl中，飛機 呈正常線性行為。此外，迎角值大于otO的區(qū)域Z2示出一為一高度非 線性域的上仰域。因此，所述裝置l按照本發(fā)明還包括-以標準方式確定飛機實際馬赫數(shù)的裝置13;-也以標準方式確定飛機的實際迎角ct的裝置14;-比較從裝置14接收的所述實際迎角oc與如下所述可變動的迎 角基準值ctO的裝置15;以及-經(jīng)連線V7與所述裝置15連接從而一旦所述裝置15表明實際迎 角a大于所述基準值ocO即飛機一旦處于上仰域Z2時確定一修正增益 值A(chǔ)K2的裝置16。所述裝置16用從所述裝置13接收的所述實際馬赫 數(shù)和從所述裝置14接收的所述實際迎角a計算所述修正增益值A(chǔ) K2，然后它們把如此算出的修正增益值A(chǔ)K2 (連線27)傳給所述計算 裝置12，所述計算裝置在上述主表達式(1)中用該修正增益值A(chǔ)K2 取代所述增益值K2。此外，所述裝置15以標準方式用從所述裝置13接收的實際馬赫 數(shù)確定所述迎角基準值a 0。應(yīng)該看到，本發(fā)明適用于任何包括一裝載系數(shù)反饋(即所述裝載 系數(shù)NZcg)的標準控制定律。因此，本發(fā)明不在(上述主表達式(1) 所示)標準控制定律上添加矯正定律，而是4艮據(jù)飛機的實際迎角a和 實際馬赫數(shù)修正該控制定律的裝栽系數(shù)NZcg的反饋增益AK2來抵銷 所述上仰現(xiàn)象。這特別可把飛機在線性域(Zl )中的閉環(huán)中具有的動 態(tài)范圍保持在所述上仰現(xiàn)象出現(xiàn)的域(Z2)中，從而可在該高度非線
性域中恢復(fù)該控制定律的標稱性能。在圖3所示一特殊實施例中，所述生成一受控裝載系數(shù)NZc的裝 置3以標準方式包括 一生成第一受控裝載系數(shù)NZd的自動駕駛儀18 和一包括一可由駕駛員操縱的控制桿、生成第二對應(yīng)受控裝栽系數(shù) NZc2的標準控制桿裝置19 ;以及一分別經(jīng)連線21和22與所述自動 駕駛儀18和所述裝置19連接、取兩受控裝載系數(shù)NZd和NZc2之和 得出所述受控裝載系數(shù)NZc后把受控裝載系數(shù)NZc經(jīng)連線4傳給所述 裝置1的計算裝置20。此外，在一特殊實施例中-該計算裝置12和裝置15和16集成在一中央處理單元23中； -裝置13和14集成在經(jīng)連線25與所述中央處理單元23連接的一組24信息源中；以及-所述信息源組10經(jīng)連線26與所述中央處理單元23連接。 此外，在一特殊實施例中，所述控制裝置1集成在飛機的一自動駕駛儀中。應(yīng)該看到，本發(fā)明還適用于除了裝載系數(shù)NZcg反饋外還具有俯仰率q反饋和裝載系數(shù)積分INZ反饋的控制定律。為此，如圖4所示，組IO除了所述裝置11外還包括 -估計應(yīng)用在飛機上的俯仰率q的裝置28;以及 -估計應(yīng)用在飛機上的裝載系數(shù)的積分INZ的裝置29。 在這種情況下，所述計算裝置12構(gòu)造成能在所述主表達式(1)中考慮以下輔助表達式(2)來計算所述控制指令 K3.q+K4.INZK3和K4為兩預(yù)定增益值。此外，在此情況下，所述裝置16直接用下式(3)確定所述修正 增益值A(chǔ)K2:AK2 =〖m.g.K5.((x-a0)] / [S.Pdyn.Czcc]其中，-K5和Czcc為兩取決于實際馬赫數(shù)的可變參數(shù)。這如上所述同 樣適用于ocO。最好用表的形式示出參數(shù)ctO、 K5和Czot與所述實際馬 赫數(shù)的關(guān)系；- S為飛機機翼的基準表面；以及- Pdyn為動態(tài)壓力。下面說明如何得出修正增益值A(chǔ)K2的這一表達式(3)。為此，特別使用下述記號-Kl、 K2、 K3、 K4:分別為用于NZc和用于NZcg、 q和INZ的反饋的增益值；- Nz:垂直裝載系數(shù)相對平衡值的變動； -q:俯仰率；-a:迎角；- Sq:俯仰控制件(尾翼)；- Xf， Xg:升力中心和重心在飛機縱向軸線上以米計的位置； -Cm:飛機圍繞重心的俯仰力矩；一 Cmoci:迎角ai的俯仰力矩；-Czct:飛機的升力系數(shù)。升力Cz由Cz-Cza.oc+CzctO得出， CzaO為一預(yù)定參數(shù)；- CzSq:尾翼的升力系數(shù)； -Va:飛機的空氣動力速度； -g:重力加速度；- B:飛機的俯仰慣性；—Lcma:平均空氣動力弦； -S:飛機的翼區(qū)；- p:空氣動力系數(shù)；- D:飛機的升力中心與重心之間的距離；以及- Pdyn:動態(tài)壓力。大家知道，支配飛機的動態(tài)范圍的方程為開環(huán)方程(在該表示下， 值oc為迎角相對平衡位置的變動)使用關(guān)系<formula>formula see original document page 11</formula>得出<formula>formula see original document page 12</formula> 閉環(huán)的這些方程為:<formula>formula see original document page 12</formula>后面兩方程的分母用閉環(huán)極點布局的識別也可表為 D-(s + l).(s2 + 2.《bf.ffibf,s + cobf2),《者<formula>formula see original document page 12</formula>在該模型中系數(shù)Cma只通過下式介入項ma:<formula>formula see original document page 12</formula>該定律的現(xiàn)實假設(shè)為，只有上仰域Z2中的項Cma的非線性變動 由于杠桿臂〔Xf-Xg〕的快速變動才對飛機表現(xiàn)的惡化有影響。項Cz a的變動可忽略不計。在這些條件下，為在出現(xiàn)上仰現(xiàn)象時保持飛機的所需動態(tài)范圍， 考慮到系數(shù)ma變動Amot ，需要用下述值△ K2 f多正增益K2: AK2 她—.poc.m5q以下關(guān)系式成立<formula>formula see original document page 13</formula>B 2Cm5q = ~5—.CzSq,(其接近恒定) Lcma<formula>formula see original document page 13</formula>這些方程產(chǎn)生如下關(guān)系式:S.Pdyn.Cza' Cm&q此外，考慮下面兩個在物理上非常現(xiàn)實的假設(shè) 1/當oc超過值ocO時，此前保持不變的Cmoc (記為CmocO)與(ot -ocO)成正比變動，只要a不變得太大Cma(a > aO) - CmaO + k.(oc — aO)，其中k為不變系數(shù)；以及 2/ Cz5q為馬赫數(shù)的簡單函數(shù)。然后得出下述最終關(guān)系式〔上述表達式(3)〕，對于a〉a0 ( a 0取決于馬赫數(shù))，得出修正增益變動AK2:△K2 = [m.g.K5.(a-, / [S.Pdyn.CzaI 其中，Cza和K5隨馬赫數(shù)變動。<formula>formula see original document page 13</formula>
此外，在只包括裝載系數(shù)NZcg反饋的最一般實施例中，大家知 道，閉環(huán)轉(zhuǎn)移函數(shù)可表示為<formula>formula see original document page 14</formula>K2每次以下述形式只在一項中出現(xiàn)在該閉環(huán)轉(zhuǎn)移函數(shù)的分母中。<formula>formula see original document page 14</formula>在該式中，項R為用于既不取決于ma也不取決于K2的元件的 一般表示方式?？捎煤竺娴倪@些表達式以類似于上述與INZ、 q和NZcg的同時反 饋的有關(guān)的計算方式的方式確定該修正增益值A(chǔ)K2 (對于只有NZcg 反饋的一般情況來說)。
權(quán)利要求
1.一種控制飛機的俯仰的方法，按照該方法自動、反復(fù)進行下述一系列步驟a)考慮一受控裝載系數(shù)NZc；b)估計加在飛機上的一裝載系數(shù)NZcg；c)至少用下述主表達式計算一控制指令K1.NZc+K2.NZcgK1和K2為兩預(yù)定增益值；以及d)把該控制指令傳給一偏轉(zhuǎn)飛機的至少一個方向舵(7)的偏轉(zhuǎn)裝置(5)，所述偏轉(zhuǎn)裝置(5)確定一代表所述控制指令的偏轉(zhuǎn)指令并把該指令傳給所述方向舵(7)的至少一個驅(qū)動器(9)，其特征在于，在所述步驟c)前還自動、反復(fù)進行下述一系列步驟-確定飛機的實際馬赫數(shù)；-確定飛機的實際迎角；-比較所述實際迎角與一迎角基準值；以及-如所述實際迎角大于所述基準值，用所述實際馬赫數(shù)和所述實際迎角確定一修正增益值ΔK2，然后在所述步驟c)在所述控制指令的計算中用所述修正增益值ΔK2取代所述增益值K2。
2. 按權(quán)利要求l所述的方法，其特征在于，用所述實際馬赫數(shù)確 定所述迎角基準值。
3. 按權(quán)利要求1和2之一所述的方法，其特征在于， -估計一加在飛機上的俯仰率q;-估計一加在飛機上的裝載系數(shù)的積分INZ;以及 -在步驟c)，在所述主表達式中考慮下述輔助表達式來計算所 述控制指令K3.q+K4.INZK3和K4為兩預(yù)定增益值。
4. 按權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于， 所述修正增益值A(chǔ)K2滿足下式AK2 = [m.g.K5.(a-a0)/S.Pdyn.Czcc] 其中，-m為飛機質(zhì)量； -g為重力加速度；- K5和Cza為兩取決于實際馬赫數(shù)的可變參數(shù)；-oc為所述實際迎角；-otO為所述迎角基準值；-S為飛機機翼的基準表面；以及-Pdyn為動態(tài)壓力。
5. —種控制飛機的俯仰的裝置，所述控制裝置(1)包括 -接收一受控裝載系數(shù)NZc的裝置(4);-估計加在飛機上的一裝載系數(shù)NZcg的裝置(11);以及 -考慮至少下述主表達式計算一控制指令的計算裝置(12):<formula>formula see original document page 3</formula>Kl和K2為兩預(yù)定增益值，該控制指令傳給一偏轉(zhuǎn)飛機的至少一個方向舵(7)的偏轉(zhuǎn)裝置 (5)，所述偏轉(zhuǎn)裝置(5)確定一代表所述控制指令的偏轉(zhuǎn)指令并把 該指令傳給所述方向舵(7)的至少一個驅(qū)動器(9)， 其特征在于，該控制裝置還包括 -確定飛機的實際馬赫數(shù)的裝置(13); -確定飛機的實際迎角的裝置(14); -比較所述實際迎角與一迎角基準值的裝置(15);以及 -用于如所述實際迎角大于所述基準值，則用所述實際馬赫數(shù)和 所述實際迎角確定一修正增益值A(chǔ)K2的裝置(16),在所述計算裝置 (12)計算所述控制指令中用所述修正增益值A(chǔ)K2取代所述增益值 K2。
6. 按權(quán)利要求5所述的裝置，其特征在于所述控制裝置(1) 還包括■估計一加在飛機上的俯仰率q的裝置(28);以及 ■估計一加在飛機上的裝載系數(shù)的積分INZ的裝置(29);以及 -所述計算裝置(12)構(gòu)造成能在所述主表達式中考慮下述輔助 表達式來計算所述控制指令 <formula>formula see original document page 3</formula>K3和K4為兩預(yù)定增益值。
7. —種控制飛機的系統(tǒng)，其特征在于它包括 ——生成一受控裝載系數(shù)的裝置(3);-用所述受控裝載系數(shù)確定一控制指令，按權(quán)利要求5和6之一 所述的控制裝置(1);以及-用所述控制指令確定飛機的至少一個方向舵(7)的偏轉(zhuǎn)指令 并把該偏轉(zhuǎn)指令傳給所述方向舵(7)的至少一個驅(qū)動器(9)的偏轉(zhuǎn) 裝置(5)。
8. 按權(quán)利要求7所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述受控裝載系數(shù)生 成裝置(3)包括一自動駕駛儀(18)。
9. 按權(quán)利要求7和8之一所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述受控裝 載系數(shù)生成裝置(3)包括一控制桿裝置(19)。
10. 按權(quán)利要求7-9中任一權(quán)利要求所述的系統(tǒng)，其特征在于， 所述控制裝置(1)集成在一自動駕駛儀中。
11. 一種飛機，其特征在于，它包括一能實施按權(quán)利要求1 - 4中任一權(quán)利要求所 述的方法的裝置(1)。
12. —種飛機，其特征在于，它包括一按權(quán)利要求5和6之一所述的裝置(1)。
13. —種飛機，其特征在于，它包括一按權(quán)利要求7-10中任一權(quán)利要求所述的 系統(tǒng)(1)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一駕駛俯仰飛機的方法和裝置。本發(fā)明裝置(1)包括接收一受控裝載系數(shù)(NZc)的裝置(4)；估計加在飛機上的一裝載系數(shù)(NZcg)的裝置(11)；至少用以下表達式計算偏轉(zhuǎn)飛機一控制表面(7)的裝置(5)的一控制指令的計算裝置(12)K1.NZc+K2.NZcg，K1和K2為增益值；確定馬赫數(shù)的裝置(13)；確定迎角的裝置(14)；比較迎角與一基準值的裝置(15)；以及如所述迎角大于所述基準值用所述馬赫數(shù)和所述迎角確定一修正增益值ΔK2的裝置(16)，然后在計算裝置(12)計算所述控制指令時用所述修正增益值ΔK2取代增益值K2。
文檔編號G05D1/08GK101167027SQ200680003857
公開日2008年4月23日 申請日期2006年1月31日 優(yōu)先權(quán)日2005年2月4日
發(fā)明者S·德蘭諾伊 申請人:法國空中巴士公司