一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于飛行控制【技術領域】，具體涉及到一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法。其特征在于，將自動飛行控制系統(tǒng)計算的縱向控制量和引入的過載反饋做差，作為縱向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量；將自動飛行控制系統(tǒng)計算的橫向控制量和引入的滾轉(zhuǎn)角速率反饋做差，作為橫向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量；加入相應的慣性動態(tài)環(huán)節(jié)實現(xiàn)調(diào)校環(huán)節(jié)的跟隨功能；引入解算方法，同時在調(diào)校的工作范圍內(nèi)實現(xiàn)調(diào)校機構(gòu)的間歇性工作：利用調(diào)效控制控制律設計形成的控制律將自動飛行控制系統(tǒng)模態(tài)退出及模態(tài)間切換的瞬態(tài)降低，減輕駕駛員由模態(tài)退出及模態(tài)切換帶來的不適感。
【專利說明】一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法

【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于飛行控制【技術領域】，具體涉及到一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法。

【背景技術】
[0002]現(xiàn)代飛機為適應在不同飛行階段完成不同飛行任務或不同工作狀態(tài)(正常/故障)的需要，會采用不同的控制系統(tǒng)，從而形成現(xiàn)代飛行控制中的多重任務的多模態(tài)控制技術。在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，由于不同模態(tài)狀態(tài)參數(shù)甚至控制結(jié)構(gòu)的不同，可能使飛機產(chǎn)生劇烈的瞬態(tài)響應。從20世紀80年代開始，淡化器作為抑制轉(zhuǎn)換瞬態(tài)的專用程序被提出，發(fā)展了多種不同類型的淡化器，也針對數(shù)字飛行控制系統(tǒng)提出了瞬態(tài)抑制方法，并在許多飛機上得到應用。
[0003]對于現(xiàn)代電傳操縱系統(tǒng)的飛機，為了滿足飛機不同飛機任務或故障下的需要，減輕駕駛員的工作負擔，會采用不同的控制系統(tǒng)，稱為多模態(tài)控制。模態(tài)轉(zhuǎn)換時，由于系統(tǒng)特性的改變，可能會使飛機響應在變換前后出現(xiàn)不利的急劇變化的瞬態(tài)響應，在飛行控制系統(tǒng)中抑制這些瞬態(tài)響應的算法稱為淡化器。
[0004]現(xiàn)代飛控系統(tǒng)往往可實現(xiàn)多種模態(tài)的控制，當兩種模態(tài)相互轉(zhuǎn)換時，舵面會產(chǎn)生嚴重的瞬時效應，造成了輸出指令的大幅度振動。針對此類情況，本文提出一種可以很好抑制自動飛行控制系統(tǒng)模態(tài)相互切換及系統(tǒng)退出時瞬態(tài)的抑制控制方法，并在現(xiàn)有型號飛機上得到了很好的應用。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明的目的是:
[0006]本發(fā)明主要針對自動飛行控制系統(tǒng)模態(tài)退出及模態(tài)間切換的瞬態(tài)較大，過大的瞬態(tài)給駕駛員帶來不適。本發(fā)明的設計抑制了自動飛行控制系統(tǒng)模態(tài)退出及模態(tài)間切換的瞬態(tài)。
[0007]本發(fā)明的技術方案是:
[0008]一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0009]I)將自動飛行控制系統(tǒng)計算的縱向控制量和引入的過載反饋做差，作為縱向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量；
[0010]2)將自動飛行控制系統(tǒng)計算的橫向控制量和引入的滾轉(zhuǎn)角速率反饋做差，作為橫向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量
[0011]3)加入相應的慣性動態(tài)環(huán)節(jié)實現(xiàn)調(diào)校環(huán)節(jié)的跟隨功能；
[0012]4)引入相關的解算方法，同時在調(diào)校的工作范圍內(nèi)實現(xiàn)調(diào)校機構(gòu)的間歇性工作。
[0013]通過第1)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)縱向控制量APz支路的增益、K2為法向過載ny支路的增益，τ:為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、過載限幅器等非線性環(huán)節(jié)。



I
[0014]MTxZ(s) = (K1 * APz — K2 * ny)--



τ! s ■§■ I
[0015]通過第2)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的橫向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)橫向控制量APh支路的增益、K2為法向滾轉(zhuǎn)角Y支路的增益，T1為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、滾轉(zhuǎn)角速率限幅器等非線性環(huán)節(jié)。



I
λJT*蠢<*.**V
[0016]ΔδΤχΗ (s) = (K1 * APh - K2 * γ) —XT


T1S + I
[0017]本發(fā)明的優(yōu)點是:
[0018]該設計方法結(jié)構(gòu)典型，調(diào)參簡單，引入?yún)?shù)數(shù)量少，易于設計?？梢暂^好的對自動飛行控制系統(tǒng)模態(tài)退出及模態(tài)間切換的瞬態(tài)降低，減輕駕駛員由模態(tài)退出及模態(tài)切換帶來的不適感
[0019]本項技術設計簡單、結(jié)構(gòu)典型具有較強的使用能力，應用范圍廣，在軍機的設計上有廣泛的應用前景。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1是本發(fā)明的仿真驗證示意圖。
[0021 ] 圖2是本發(fā)明的仿真驗證示意圖。

【具體實施方式】
[0022]下面通過具體的實施例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述。
[0023]本例是某型飛機控制系統(tǒng)為內(nèi)環(huán)，采用改平控制方式，改變飛機的平衡狀態(tài)，使飛機從一個平飛狀態(tài)進入到另一個平飛狀態(tài)，在模態(tài)退出過程中會產(chǎn)生響應的配平桿位移偏差，本控制方法將生成足夠抑制退出瞬態(tài)的桿位移控制量消除模態(tài)退出瞬態(tài)，本例中采用的控制參數(shù)如表I表2所示。
[0024]縱向調(diào)校控制實例:
[0025]I)將自動飛行控制系統(tǒng)計算的縱向控制量和引入的過載反饋做差，作為縱向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量；
[0026]3)加入相應的慣性動態(tài)環(huán)節(jié)實現(xiàn)調(diào)校環(huán)節(jié)的跟隨功能；
[0027]4)引入相關的解算方法，同時在調(diào)校的工作范圍內(nèi)實現(xiàn)調(diào)校機構(gòu)的間歇性工作。
[0028]其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)縱向控制量APz支路的增益、K2為法向過載ny支路的增益，τ i為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、過載限幅器等非線性環(huán)節(jié)。
[0029]Mtxz(S) = (K1 * APz - K2 * ny)
[0030]表I瞬態(tài)抑制控制方法中的增益和系數(shù)
[0031]
參數(shù) Kl_K2__τ t
|θ.I 丨2 |θ.3
[0032]橫向調(diào)?？刂茖嵗?
[0033]I)將自動飛行控制系統(tǒng)計算的縱向控制量和引入的過載反饋做差，作為縱向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量；
[0034]2)將自動飛行控制系統(tǒng)計算的橫向控制量和引入的滾轉(zhuǎn)角速率反饋做差，作為橫向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量
[0035]3)加入相應的慣性動態(tài)環(huán)節(jié)實現(xiàn)調(diào)校環(huán)節(jié)的跟隨功能；
[0036]4)引入相關的解算方法，同時在調(diào)校的工作范圍內(nèi)實現(xiàn)調(diào)校機構(gòu)的間歇性工作。
[0037]通過第1)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)縱向控制量APz支路的增益、Κ2為法向過載ny支路的增益，τ:為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、過載限幅器等非線性環(huán)節(jié)。
^I
[0038]MTxZ(s) = (K1 * AP2 — K2 * ny) 7;———




'I j S 4* I
[0039]通過第2)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的橫向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)橫向控制量APh支路的增益、K2為法向滾轉(zhuǎn)角Y支路的增益，T1為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、滾轉(zhuǎn)角速率限幅器等非線性環(huán)節(jié)。



I
[0040]ΔδΤχΗ(s) = (Κι * APh — K2 * γ)丨


I】S卞X
[0041]表I瞬態(tài)抑制控制方法中的增益和系數(shù)
[0042]
參數(shù) Kl_Κ2__Tj_
|0.08 |l.6 |0.3
【權利要求】
1.一種可以實現(xiàn)瞬態(tài)抑制的調(diào)效控制律指令控制方法，其特征在于，包括如下步驟:第一，將自動飛行控制系統(tǒng)計算的縱向控制量和引入的過載反饋做差，作為縱向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量； 第二，將自動飛行控制系統(tǒng)計算的橫向控制量和引入的滾轉(zhuǎn)角速率反饋做差，作為橫向調(diào)校機構(gòu)控制律解算輸入量 第三，加入相應的慣性動態(tài)環(huán)節(jié)實現(xiàn)調(diào)校環(huán)節(jié)的跟隨功能； 第四，引入解算方法，同時在調(diào)校的工作范圍內(nèi)實現(xiàn)調(diào)校機構(gòu)的間歇性工作: 通過第1)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)縱向控制量APz支路的增益、K2為法向過載ny支路的增益，τ:為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、過載限幅器等非線性環(huán)節(jié)， Mtxz(S) = (K1 * APz - K2 * 通過第2)3)4)步驟形成瞬態(tài)抑制的橫向調(diào)效控制律公式如下:其中Kl為自動飛行控制系統(tǒng)橫向控制量APh支路的增益、Κ2為法向滾轉(zhuǎn)角Y支路的增益，T1為時間常數(shù)，瞬態(tài)抑制的縱向調(diào)效控制律設計還包括輸入限幅器、滾轉(zhuǎn)角速率限幅器等非線性環(huán)節(jié)， AStxh(S) = (K1 * APh - K2 * γ) 士。T^StI
【文檔編號】G05D1/08GK104133477SQ201410154190
【公開日】2014年11月5日 申請日期:2014年4月17日 優(yōu)先權日:2014年4月17日
【發(fā)明者】丁巖, 金環(huán)穎, 連莉莉, 朱家興 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所