大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法和系统与流程

本发明涉及但不限于飞行控制系统，尤指一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法和系统。

背景技术：

1、大型水陆两栖飞机为降低着水载荷，通常采用后退式襟翼来降低飞机着水速度。

2、在飞行过程中，后退式襟翼会使飞机气动特性发生较大改变，导致飞机所受力与力矩发生明显改变，让飞机产生较为急剧的抬头或低头趋势，增加飞行员操作负担，对于驾驶感受产生不利影响。

技术实现思路

1、本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法和系统，以解决现有大型水陆两栖飞机，由于采用后退式襟翼，在飞行过程中会使飞机气动特性发生较大改变，从而导致飞机产生较为急剧的抬头或低头趋势，增加飞行员操作负担，对于驾驶感受产生不利影响等问题。

2、本发明的技术方案：本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法，包括：

3、步骤1，获取飞机在不同襟翼角度下，气动升力系数随迎角的变化关系；

4、步骤2，根据襟翼是否故障选择相应的襟翼信号；

5、步骤3，以选取的襟翼信号作为输入变量，根据气动升力系数随迎角的变化关系进行插值得到迎角增量补偿值，通过对迎角增量补偿值进行高通滤波和限幅，并乘以不同增益，得到襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令；

6、步骤4，将襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令对应接入相应纵向控制律中，以实现襟翼角度变化时的补偿功能。

7、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤1包括：

8、根据不同襟翼角度下的飞机构型及飞机升力系数曲线，分析得到不同襟翼角度下气动升力系数随迎角的变化关系。

9、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤2包括：

10、根据襟翼是否故障确定襟翼信号的取值；

11、当襟翼信号正常时，选取当前襟翼信号；当襟翼信号故障时，选取上一拍襟翼信号。

12、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤3中襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令，包括：襟翼角度变化俯仰角速率补偿指令和襟翼角度变化俯仰角速率增量指令。

13、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤3包括：

14、步骤31，以选取的襟翼信号作为输入变量，获取不同襟翼角度变化过程中迎角的变化量，形成等升力系数迎角增量插值表；

15、步骤32，采用等升力系数迎角增量插值表得到不同襟翼角度下的迎角增量补偿值；

16、步骤33，将迎角增量补偿值指令经过高通滤波器，得到襟翼收放过程中，襟翼角度变化时的迎角增量所需的俯仰角速率补偿指令；

17、步骤34，将俯仰角速率补偿指令经过限幅环节，并乘以增益a后，得到襟翼角度变化俯仰角速率补偿指令；

18、步骤35，将俯仰角速率补偿指令经过限幅环节，并乘以增益b后，得到襟翼角度变化俯仰角速率增量指令。

19、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤31中形成等升力系数迎角增量插值表，包括：

20、根据飞机升力系数曲线，在升力系数基本量的线性区域内，确定不同襟翼角度下的等升力系数直线，并根据等升力系数直线确认不同襟翼角度变化过程中迎角的变化量，形成等升力系数迎角增量插值表。

21、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤31中形成等升力系数迎角增量插值表的具体方式为：

22、步骤31a，对升力系数曲线，在升力系数基本量的线性区域内，选取指定迎角对应的0度襟翼升力系数曲线画出等升力系数直线；

23、步骤31b，获取该出等升力系数直线各个襟翼角度下对于的迎角值；

24、步骤31c，以0度襟翼为基准，得到由襟翼0度分别过渡到各个襟翼角度时，分别对应的迎角变化量，即为不同襟翼角度下的迎角增量补偿值；

25、其中，所述指定迎角为：在襟翼正常收放场景下的迎角范围内所选择出的。

26、可选地，如上所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法中，所述步骤4包括：

27、将襟翼角度变化俯仰角速率增量指令与飞机俯仰角速率信号进行叠加后，进入积分控制回路；

28、将襟翼构型变化俯仰角速率补偿指令与飞机俯仰角速率信号进行叠加后，进入阻尼控制回路。

29、本发明实施例还提供一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制系统，所述襟翼角度变化补偿控制系统用于执行如上述任一项所述的大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法，所述控制包括：升力系数关系生成模块、襟翼信号选择模块、补偿指令生成模块、补偿指令输出模块，以及积分控制回路和阻尼控制回路；

30、升力系数关系生成模块，用于获取飞机在不同襟翼角度下，气动升力系数随迎角的变化关系；

31、襟翼信号选择模块，用于根据襟翼是否故障选择相应的襟翼信号；

32、补偿指令生成模块，用于将襟翼信号选择模块所选取的襟翼信号作为输入变量，并根据升力系数关系生成模块获取的气动升力系数随迎角的变化关系进行插值得到迎角增量补偿值，通过对迎角增量补偿值进行高通滤波和限幅，并乘以不同增益，得到襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令；其中，所述襟翼角度变化不同纵向支路的补偿指令，包括：襟翼角度变化俯仰角速率补偿指令和襟翼角度变化俯仰角速率增量指令；

33、补偿指令输出模块，用于将襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令对应接入相应纵向控制律中，以实现襟翼角度变化时的补偿功能；其中，将襟翼角度变化俯仰角速率增量指令与飞机俯仰角速率信号进行叠加后，进入积分控制回路；将襟翼构型变化俯仰角速率补偿指令与飞机俯仰角速率信号进行叠加后，进入阻尼控制回路。

34、可选地，如上所述的一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制系统中，所述补偿指令生成模块，具体包括：

35、插值表单元，用于以选取的襟翼信号作为输入变量，获取不同襟翼角度变化过程中迎角的变化量，形成等升力系数迎角增量插值表；还用于采用等升力系数迎角增量插值表得到不同襟翼角度下的迎角增量补偿值；

36、滤波单元，用于将迎角增量补偿值指令经过高通滤波器，得到襟翼收放过程中，襟翼角度变化时的迎角增量所需的俯仰角速率补偿指令；

37、限幅单元，用于将俯仰角速率补偿指令经过限幅环节，并乘以增益a后，得到襟翼角度变化俯仰角速率补偿指令；还用于将俯仰角速率补偿指令经过限幅环节，并乘以增益b后，得到襟翼角度变化俯仰角速率增量指令。

38、本发明的有益效果：本发明实施例提供一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法和系统，通过获取飞机在不同襟翼角度下，气动升力系数随迎角的变化关系；根据襟翼是否故障选择相应的襟翼信号；从而以选取的襟翼信号作为输入变量，根据气动升力系数随迎角的变化关系进行插值得到迎角增量补偿值，通过对迎角增量补偿值进行高通滤波和限幅，并乘以不同增益，得到襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令；将襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令对应接入相应纵向控制律中，以实现襟翼角度变化时的补偿功能。采用本发明实施例的技术方案，实现了飞行员在收放襟翼时，自动补偿襟翼收放过程中所产生的不利影响，减轻飞行员操作负担，一定程度上提高飞行安全。以下对本发明技术方案的有益效果进行说明：

39、第一，采用基于气动升力系数的襟翼构型补偿控制策略，本发明的技术方案通过分析襟翼角度变化造成的气动升力系数的变化，在气动升力系数的基本量的线性区域，通过等升力系数线确认不同襟翼下迎角的增量，从而形成插值表，经过高通滤波、限幅环节，并乘以相关增益后，叠加到纵向控制结构的阻尼支路与积分支路，对俯仰角速度信号进行补偿，实现襟翼角度变化时的补偿控制，降低襟翼角度变化时的飞行员操作负担；

40、第二，采用角速度精确控制积分控制回路与阻尼控制回路双回路补偿策略，双回路补偿技术通过不同襟翼角度下产生不同的补偿指令，并将补偿指令分别叠加到主飞控的积分控制回路与阻尼控制回路中，实现襟翼变化时的补偿控制，一定程度上减轻驾驶员操作负担，提高飞行体验；

41、第三，采用襟翼构型补偿故障安全保护策略：

42、一方面，实现了襟翼信号故障保护：当襟翼信号出现故障时，取襟翼上一拍的作为襟翼输入，保证不给飞机增加额外的损害；襟翼信号正常时，选择当前襟翼角度；

43、另一方面，实现了限幅安全保护：通过限幅环节，保证在存在常值输入时，该补偿控制方法对于飞机操作产生较小的影响，同时也不影响飞机的正常起飞与着陆

44、另外，本发明实施例提供的技术方案已在模拟器中进行验证，根据飞机实际响应结果，本发明实施例提供的的襟翼角度变化补偿控制方法对于大型水陆两栖飞机驾驶体验的提高以及减轻飞行员操作负担有着显著的效果。