專利名稱：雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種艦載飛機(jī)的控制方法，尤其涉及一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機(jī)單側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障導(dǎo)致的推力不對(duì)稱威脅飛行安全。正常狀態(tài)下，飛機(jī)是以機(jī)翼處于水平位置，機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)甲板中心線姿態(tài)著艦。發(fā)生單發(fā)停車故障后，為保持力和力矩平衡，飛機(jī)不能采用正常情況時(shí)的姿態(tài)著艦，其姿態(tài)可能會(huì)是機(jī)翼傾斜、機(jī)頭不能完全對(duì)準(zhǔn)甲板中心線或兩種情況的組合等。為了提高艦載機(jī)應(yīng)對(duì)各種故障的能力以保障飛行安全，除了采用余度技術(shù)外，行之有效的方法是重構(gòu)飛行控制律。重構(gòu)控制的目的是當(dāng)飛機(jī)發(fā)生故障或損傷時(shí)，飛行控制系統(tǒng)可以利用剩余的有效控制機(jī)構(gòu)補(bǔ)償故障或損傷對(duì)飛機(jī)造成的影響，從而保證飛機(jī)可以繼續(xù)安全地飛行。按照對(duì)于故障檢測(cè)與診斷信息的依賴性，控制律重構(gòu)可分為兩大類被動(dòng)式重構(gòu)和主動(dòng)式重構(gòu)。被動(dòng)式重構(gòu)不依賴故障檢測(cè)與診斷，而是基于系統(tǒng)鎮(zhèn)定或完整性的思想，在飛機(jī)設(shè)計(jì)的初始階段便針對(duì)某一故障集設(shè)計(jì)了保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的魯棒控制器， 依靠該控制器的強(qiáng)魯棒性保障飛機(jī)故障后的飛行安全。主動(dòng)式重構(gòu)是基于故障檢測(cè)與診斷系統(tǒng)得到的故障信息，在對(duì)當(dāng)前故障準(zhǔn)確了解的情況下修改控制律或重新設(shè)計(jì)控制律，以保證飛機(jī)在該故障狀態(tài)下具有所要求的飛行品質(zhì)?？刂坡芍貥?gòu)設(shè)計(jì)就是一種主動(dòng)重構(gòu)控制方法?？刂坡芍貥?gòu)設(shè)計(jì)方法簡(jiǎn)單可靠，被廣泛應(yīng)用于工程實(shí)踐中。它的基本思想是利用先驗(yàn)的故障及各種信息，預(yù)先設(shè)計(jì)重構(gòu)控制方案，離線設(shè)計(jì)出各種故障下所需的、合適的控制律參數(shù)，并存儲(chǔ)在飛行控制計(jì)算機(jī)，在發(fā)生故障后，根據(jù)故障診斷與識(shí)別系統(tǒng)獲得的故障信息選擇合適的控制律，保障故障下飛機(jī)的安全飛行。雙發(fā)艦載飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)一般對(duì)稱下吊在機(jī)翼上，當(dāng)左、右兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同或某側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)停車導(dǎo)致機(jī)身兩側(cè)拉力出現(xiàn)不平衡時(shí)，飛機(jī)會(huì)因力矩不平衡出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)、傾斜及機(jī)頭下沉現(xiàn)象，從而偏離預(yù)定航線。對(duì)于飛機(jī)的航向運(yùn)動(dòng)，由于一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)失效，在另一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)拉力作用下會(huì)引起偏航力矩，若是螺旋槳飛機(jī)，則在停車發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳阻力作用下會(huì)引起正偏航力矩，二者組成了不對(duì)稱拉力引起的偏航力矩。該偏航力矩作用下，機(jī)頭將向右偏轉(zhuǎn)。由于慣性作用，飛機(jī)仍將保持原先的飛行方向，因而會(huì)出現(xiàn)側(cè)滑現(xiàn)象。飛機(jī)側(cè)滑時(shí)，垂尾上將產(chǎn)生側(cè)力，同時(shí)也引起航向靜穩(wěn)定力矩，力圖阻止飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)。在飛機(jī)偏轉(zhuǎn)的最初階段，側(cè)滑角較小，飛機(jī)的側(cè)滑角將在一定范圍內(nèi)一直增大，直至偏航力矩再次平衡?？梢钥闯觯Σ粚?duì)稱會(huì)使飛機(jī)出現(xiàn)較大側(cè)滑，破壞了飛機(jī)的方向平衡。對(duì)于飛機(jī)的橫向運(yùn)動(dòng)，由于停車發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)翼上拉力的垂直分力消失，而工作發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)機(jī)翼上拉力的垂直分力依然存在，并且飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生偏航角速度，流過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)失效一側(cè)機(jī)翼的局部氣流比另一側(cè)機(jī)翼的局部氣流速度要小，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)失效一側(cè)機(jī)翼的升力比另一側(cè)機(jī)翼升力小?？梢钥闯觯Σ粚?duì)稱使飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象，破壞了飛機(jī)的橫側(cè)平對(duì)于飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)，由于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)總功率降低，飛機(jī)拉力減小、側(cè)滑的出現(xiàn)使得阻力增大，伴隨著飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)和傾斜，飛行速度必然減小。這會(huì)使飛機(jī)機(jī)頭下沉，高度下降，以重新獲取速度和升力，因此，拉力不對(duì)稱破壞了飛機(jī)的縱向平衡。通過(guò)以上對(duì)拉力不對(duì)稱飛行時(shí)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性分析可看出，不對(duì)稱拉力引起的偏航力矩及滾轉(zhuǎn)力矩使飛機(jī)進(jìn)入危險(xiǎn)姿態(tài)，特別是在下滑導(dǎo)引著艦階段，飛機(jī)將偏離預(yù)定下滑道，飛行速度可能會(huì)減小到其最小操縱速度以下，飛機(jī)容易失控，造成嚴(yán)重的后果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題在于針對(duì)雙發(fā)艦載機(jī)單發(fā)停車推力不對(duì)稱時(shí)的特殊情況，對(duì)相應(yīng)的控制律進(jìn)行重構(gòu)，提供一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，從而使飛機(jī)在推力不對(duì)稱飛行狀態(tài)下具有較好的軌跡控制性能，使艦載機(jī)能夠安全著艦。本發(fā)明的思路是首先通過(guò)對(duì)推力不對(duì)稱時(shí)艦載飛機(jī)飛行特性的研究，提出一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法；然后基于模擬的飛行狀態(tài)，分別對(duì)縱向和橫向控制律進(jìn)行重構(gòu)，從而得到本發(fā)明的雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法。具體而言，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案。一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，該方法在正常雙發(fā)飛機(jī)飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對(duì)飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機(jī)單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)，具體按照以下公式
權(quán)利要求
1.一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，其特征在于，該方法在正常雙發(fā)飛機(jī)飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對(duì)飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機(jī)單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)，具體按照以下公式
2.一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，所述雙發(fā)艦載飛機(jī)的控制系統(tǒng)包括正常狀態(tài)飛行控制系統(tǒng)及單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)；當(dāng)出現(xiàn)單發(fā)停車故障時(shí)，艦載飛機(jī)的飛行控制由正常狀況下的飛行控制系統(tǒng)切換至單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)包括重構(gòu)的縱向控制系統(tǒng)、橫向控制系統(tǒng)，其中，所述縱向控制系統(tǒng)包括分別用于控制著艦過(guò)程中飛機(jī)飛行高度和飛行速度的高度控制回路、速度控制回路；高度控制回路包括高度控制器、俯仰姿態(tài)控制器、俯仰阻尼器和升降舵回路，速度控制回路包括速度控制器、油門伺服回路；高度控制回路通過(guò)對(duì)升降舵回路進(jìn)行控制實(shí)現(xiàn)飛行高度的控制，具體按照以下控制律，
3.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述高度控制回路的控制參數(shù)<，g,《，K0，Ktl按照以下步驟得到 步驟1、建立飛機(jī)的縱向短周期簡(jiǎn)化運(yùn)動(dòng)方程如下
4.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述速度控制回路的控制參數(shù)<,<，Afl按照以下步驟得到 步驟1 建立簡(jiǎn)化的飛機(jī)狀態(tài)方程如下
5.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述側(cè)向偏離控制回路的控制參數(shù)&、κψ、^ 、夂^按照以下步驟得到步驟1、根據(jù)飛機(jī)的橫側(cè)向線性狀態(tài)方程，計(jì)算偏航角速度與方向舵偏量的傳遞函數(shù) Gr々h步驟2、計(jì)算方向舵回路的傳遞函數(shù)G5,(》；步驟3、計(jì)算G5, (S)、G； (S)、Kr組成的傳遞函數(shù)，根據(jù)自動(dòng)控制理論中的根軌跡設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)偏航角速度反饋增益& ；步驟4、計(jì)算G5,(》、Κψ組成的偏航角控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動(dòng)控制理論中的根軌跡設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角前饋增益&、Κψ ；步驟5、計(jì)算g&(》、夂^組成的側(cè)向偏離速率控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動(dòng)控制理論中的根軌跡設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角前饋增益K;。
6.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制回路的控制參數(shù)^^、X^Kp按照以下步驟得到步驟1、根據(jù)飛機(jī)的橫側(cè)向線性狀態(tài)方程，計(jì)算滾轉(zhuǎn)角速度與副翼偏量的傳遞函數(shù) Gpga(S)-,步驟2、計(jì)算副翼舵回路的傳遞函數(shù)G5a(力；步驟3、計(jì)算G5a(S)、GJq (5), κρ組成的傳遞函數(shù)，根據(jù)自動(dòng)控制理論中的根軌跡設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角速度反饋增益Kp ；步驟4、計(jì)算G5q(》、GpSa(s)、W夂丨組成的滾轉(zhuǎn)角控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動(dòng)控制理論中的根軌跡設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角前饋增益^廠K。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明首先通過(guò)對(duì)推力不對(duì)稱時(shí)艦載飛機(jī)飛行特性的研究，提出一種雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，其是在正常雙發(fā)飛機(jī)飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對(duì)飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機(jī)單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)；然后基于模擬的飛行狀態(tài)，分別對(duì)縱向和橫向控制律進(jìn)行重構(gòu)，從而得到本發(fā)明的雙發(fā)艦載飛機(jī)單發(fā)停車的安全著艦控制方法。相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、性能可靠、著艦安性高等優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號(hào)G05D1/08GK102360216SQ201110132929
公開日2012年2月22日 申請(qǐng)日期2011年5月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月20日
發(fā)明者姬猛, 江駒, 王新華, 甄子洋 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)