電傳控制律傳動比的驗證方法及裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機飛行控制系統(tǒng)試驗驗證技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種電傳控制律傳動比的驗證方法及裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]電傳控制律傳動比試驗是對飛控計算機中控制律的架構(gòu)、極性、參數(shù)、動態(tài)環(huán)節(jié)、非線性環(huán)節(jié)(飽和、死區(qū)等)等的驗證，用于檢驗飛控計算機中控制律的實現(xiàn)與設(shè)計的一致性，是飛控系統(tǒng)各項性能試驗的基礎(chǔ)。通常情況下，該項試驗需要在鐵鳥臺架上及機上進行充分驗證，對各個控制通道的運動極性及特性進行設(shè)計符合性驗證。因此，電傳控制律傳動比驗證的全面性、高效性及試驗數(shù)據(jù)實時分析是該試驗的關(guān)鍵。
[0003]當(dāng)前相關(guān)技術(shù)中電傳控制律傳動比驗證大多基于飛行狀態(tài)點，從而進行操縱及傳感器反饋信號的輸入，將試驗舵偏指令或舵面偏度穩(wěn)態(tài)值進行記錄，后期與理論值進行對比分析。然而，由于電傳控制律架構(gòu)及參數(shù)復(fù)雜，飛機飛行包線大等問題，使用基于狀態(tài)點的試驗方法會導(dǎo)致試驗任務(wù)量巨大，并且有可能無法對控制律進行全面驗證。另外，試驗數(shù)據(jù)的非實時處理，無法對試驗結(jié)果實時評判及對試驗過程中的問題進行排故。
[0004]因此，需要對控制律的架構(gòu)及參數(shù)進行認真分析，從而制定出試驗方法，并且采用基于理論模型的實時數(shù)據(jù)分析方法，才能夠保證對電傳控制律傳動比驗證的全面性、高效性及準(zhǔn)確性。
[0005]傳統(tǒng)的電傳控制律傳動比驗證存在以下缺點:未基于控制律充分分析的基礎(chǔ)上，制定一套試驗驗證方法，從而保證試驗的全面性及高效性；未對試驗數(shù)據(jù)進行基于理論模型的分析方法，無法快速的對試驗結(jié)果進行評判，以及對控制律動態(tài)特性等未能充分的驗證；未對試驗數(shù)據(jù)進行基于理論模型的分析，無法快速的對試驗環(huán)境出現(xiàn)的問題進行排故。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明提供了一種電傳控制律傳動比的驗證方法及裝置，以至少解決相關(guān)技術(shù)中無法快捷的對控制律參數(shù)進行全面驗證，且無法在試驗過程實時的對試驗結(jié)果進行評判及對控制律的動態(tài)特性進行驗證的問題。
[0007]根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供了一種電傳控制律傳動比的驗證方法，包括:根據(jù)飛行器的操縱信號、預(yù)先設(shè)置的所述飛行器的姿態(tài)反饋信號和調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令，其中，所述操縱信號是操作所述飛行器的操縱機構(gòu)時，所述操縱機構(gòu)輸出的信號，所述調(diào)參變量包括大氣數(shù)據(jù)和飛機構(gòu)型；將所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量輸入到仿真模型，所述仿真模型輸出仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令；比較所述舵面偏轉(zhuǎn)指令和所述仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令，根據(jù)比較結(jié)果驗證所述飛控計算機中的所述電傳控制律傳動比。
[0008]優(yōu)選地，獲取所述飛控計算機的所述舵面偏轉(zhuǎn)指令包括:根據(jù)所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令之前，所述方法包括:獲取所述飛行器的操縱信號，其中，所述操縱信號包括以下至少之一:駕駛桿，駕駛盤，腳蹬信號；獲取所述姿態(tài)反饋信號，其中，所述姿態(tài)反饋信號包括所述飛行器的姿態(tài)傳感器反饋的以下至少之一:三軸角速率、法向過載，側(cè)向過載、俯仰角，滾轉(zhuǎn)角、迎角；確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量。
[0009]優(yōu)選地，確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量包括:確定所述操縱信號和所述姿態(tài)反饋信號對應(yīng)的各個控制支路和所述各個控制支路的各個增益，其中，每個控制支路至少包括一個增益；對所述各個控制支路的所述各個增益進行分析，統(tǒng)計出所述各個增益使用的調(diào)參變量及所述調(diào)參變量的范圍；在存在相同的調(diào)參變量的情況下，將所述相同的調(diào)參變量對應(yīng)的范圍區(qū)間進行合并，將合并后的區(qū)間范圍作為該調(diào)參變量的范圍。
[0010]優(yōu)選地，所述調(diào)參變量是線性變化的。
[0011]優(yōu)選地，所述大氣數(shù)據(jù)包括以下至少之一:氣壓高度，表速，馬赫數(shù)，真空速，動壓；所述飛機構(gòu)型包括襟縫翼位置。
[0012]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種電傳控制律傳動比的驗證裝置，包括:獲取模塊，根據(jù)飛行器的操縱信號、預(yù)先設(shè)置的所述飛行器的姿態(tài)反饋信號和調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令，其中，所述操縱信號是操作所述飛行器的操縱機構(gòu)時，所述操縱機構(gòu)輸出的信號，所述調(diào)參變量包括大氣數(shù)據(jù)和飛機構(gòu)型；確定模塊，用于將所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量輸入到仿真模型，所述仿真模型輸出仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令；比較模塊，用于比較所述舵面偏轉(zhuǎn)指令和所述仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令，根據(jù)比較結(jié)果驗證所述飛控計算機中的所述電傳控制律傳動比。
[0013]優(yōu)選地，所述獲取模塊還用于:獲取所述飛行器的操縱信號，其中，所述操縱信號包括以下至少之一:駕駛桿，駕駛盤，腳蹬信號；獲取所述姿態(tài)反饋信號，其中，所述姿態(tài)反饋信號包括所述飛行器的姿態(tài)傳感器反饋的以下至少之一:三軸角速率、法向過載，側(cè)向過載、俯仰角，滾轉(zhuǎn)角、迎角；確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量。
[0014]優(yōu)選地，所述獲取模塊還用于:獲取所述飛行器的操縱信號，其中，所述操縱信號包括以下至少之一:駕駛桿，駕駛盤，腳蹬信號；獲取所述姿態(tài)反饋信號，其中，所述姿態(tài)反饋信號包括所述飛行器的姿態(tài)傳感器反饋的以下至少之一:三軸角速率、法向過載，側(cè)向過載、俯仰角，滾轉(zhuǎn)角、迎角；確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量。
[0015]優(yōu)選地，所述確定模塊還用于:確定所述操縱信號和所述姿態(tài)反饋信號對應(yīng)的各個控制支路和所述各個控制支路的各個增益，其中，每個控制支路至少包括一個增益；對所述各個控制支路的所述各個增益進行分析，統(tǒng)計出所述各個增益使用的調(diào)參變量及所述調(diào)參變量的范圍；在存在相同的調(diào)參變量的情況下，將所述相同的調(diào)參變量對應(yīng)的范圍區(qū)間進行合并，將合并后的區(qū)間范圍作為該調(diào)參變量的范圍。
[0016]優(yōu)選地，所述調(diào)參變量是線性變化的。
[0017]優(yōu)選地，所述大氣數(shù)據(jù)包括以下至少之一:氣壓高度，表速，馬赫數(shù)，真空速，動壓；所述飛機構(gòu)型包括襟縫翼位置。
[0018]通過本發(fā)明，根據(jù)飛行器的操縱信號、預(yù)先設(shè)置的所述飛行器的姿態(tài)反饋信號和調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令，其中，所述操縱信號是操作所述飛行器的操縱機構(gòu)時，所述操縱機構(gòu)輸出的信號，所述調(diào)參變量包括大氣數(shù)據(jù)和飛機構(gòu)型；將所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量輸入到仿真模型，所述仿真模型輸出仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令；比較所述舵面偏轉(zhuǎn)指令和所述仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令，根據(jù)比較結(jié)果驗證所述飛控計算機中的所述電傳控制律傳動比。解決了相關(guān)技術(shù)中無法快捷的對控制律參數(shù)進行全面驗證，且無法在試驗過程實時的對試驗結(jié)果進行評判及對控制律的動態(tài)特性進行驗證的問題，進而達到了大大縮短試驗周期，實現(xiàn)對飛行控制律傳動比的全面驗證的效果。
【附圖說明】
[0019]此處所說明的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，構(gòu)成本申請的一部分，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中:
[0020]圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例的電傳控制律傳動比的驗證方法的流程圖；
[0021]圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的電傳控制律傳動比裝置的結(jié)構(gòu)框圖。
【具體實施方式】
[0022]下文中將參考附圖并結(jié)合實施例來詳細說明本發(fā)明。需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。
[0023]在本實施例中提供了一種電傳控制律傳動比的驗證方法，圖1是根據(jù)本發(fā)明實施例的電傳控制律傳動比的驗證方法的流程圖，如圖1所示，該流程包括如下步驟:
[0024]步驟S102，根據(jù)飛行器的操縱信號、預(yù)先設(shè)置的所述飛行器的姿態(tài)反饋信號和調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令，其中，所述操縱信號是操作所述飛行器的操縱機構(gòu)時，所述操縱機構(gòu)輸出的信號，所述調(diào)參變量包括大氣數(shù)據(jù)和飛機構(gòu)型；
[0025]在一個實施例中，根據(jù)所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量獲取飛控計算機的舵面偏轉(zhuǎn)指令之前，所述方法包括:獲取所述飛行器的操縱信號，其中，所述操縱信號包括以下至少之一:駕駛桿，駕駛盤，腳蹬信號；獲取所述姿態(tài)反饋信號，其中，所述姿態(tài)反饋信號包括所述飛行器的姿態(tài)傳感器反饋的以下至少之一:三軸角速率、法向過載，側(cè)向過載、俯仰角，滾轉(zhuǎn)角、迎角；確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量。
[0026]在一個優(yōu)選的實施例中，確定所述飛控計算機的所述調(diào)參變量包括:確定所述操縱信號和所述姿態(tài)反饋信號對應(yīng)的各個控制支路和所述各個控制支路的各個增益，其中，每個控制支路至少包括一個增益；對所述各個控制支路的所述各個增益進行分析，統(tǒng)計出所述各個增益使用的調(diào)參變量及所述調(diào)參變量的范圍；在存在相同的調(diào)參變量的情況下，將所述相同的調(diào)參變量對應(yīng)的范圍區(qū)間進行合并，將合并后的區(qū)間范圍作為該調(diào)參變量的范圍。
[0027]優(yōu)選的，所述調(diào)參變量是線性變化的，所述大氣數(shù)據(jù)包括以下至少之一:氣壓高度，表速，馬赫數(shù)，真空速，動壓；所述飛機構(gòu)型包括襟縫翼位置
[0028]步驟S104，將所述操縱信號、所述姿態(tài)反饋信號和所述調(diào)參變量輸入到仿真模型，所述仿真模型輸出仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令；
[0029]步驟S106，比較所述舵面偏轉(zhuǎn)指令和所述仿真舵面偏轉(zhuǎn)指令，根據(jù)比較結(jié)果驗證所述飛控計算機中的所述電傳控制律傳動比。
[0030]通過上述步驟，解決了無法在試驗過程實時的對試驗結(jié)果進行評判及對控制律的動態(tài)特性進行驗證的問題，進而達到了大大縮短試驗周期，實現(xiàn)對飛行控制律傳動比的全面驗證的效果。
[0031]在本實施例中還提供了一種電傳控制律傳動比的驗證裝置，該裝置用于實現(xiàn)上述實施例及優(yōu)選實施方式，已經(jīng)進行過說明的不再贅述。如以下所使用的，術(shù)語“模塊”可以實現(xiàn)預(yù)定功能的軟件和/或硬件的組合。盡管以下實施例所描述的裝置較佳地以軟件來實現(xiàn)，但是硬件，或者軟件和硬件的組合的實現(xiàn)也是可能并被構(gòu)想的。
[0032]圖2是根據(jù)本發(fā)明實施例的電傳控制律傳動比的驗證裝置的結(jié)構(gòu)框圖，如圖2所示，該裝置包括:
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