基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法及装置与流程

本申请属于飞行控制，特别涉及一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法及装置。

背景技术：

1、飞机通常通过偏转气动舵面形成操纵力和力矩，实现对飞行姿态和轨迹的控制。为确保飞行安全，现代飞机飞控系统使用了大量的余度配置，但舵面控制完全失效的故障仍然发生。据统计，从上世纪70年代至今，全球共有十余种机型发生过数十起飞控舵面完全失效的事故，其后果基本都是机毁人亡。

2、在上述事故中，有极少数的机组成功利用飞机仅剩的推力调整能力操纵飞机继续飞行并最终着陆，从而挽救了自己和乘客的生命。在这些成功案例中，虽然最终实现着陆，但所有机组都报告，人工操纵推力进行飞行和着陆是极端困难的，所需要的高超驾驶技巧和对发动机慢响应的适应要求，远超出空勤人员的平均能力水平。

3、为应对飞控舵面完全失效的故障模式，使飞机能够从这种灾难性情况中被挽回，需要利用发动机推力操纵能力对飞机进行应急飞行控制，并通过闭环反馈改善操纵特性，降低应急控制难度。

4、然而，对该问题，现有的控制方法均假设飞控舵面失效时会保持在原先的配平位置。实际中，该假设并不总是成立，舵面失效时很有可能会卡滞于其它的非配平位置。当舵面卡滞于非配平位置时，附加力矩会导致飞机无法保持在稳定状态，需要先通过控制手段使飞机稳定并获得新的配平状态，才能进行后续的航迹控制和返场着陆。

技术实现思路

1、为了解决上述问题，本申请提供了一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法及装置，在飞机纵向气动舵面完全失效且卡滞偏角未知的情况下，通过调整发动机推力使飞机重新恢复定直平飞的稳定状态，并得到新的基准配平参数用于后续控制。

2、本申请第一方面提供了一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法，主要包括：

3、步骤s1、获取飞机当前的纵向轨迹角、垂直速度及俯仰角速率；

4、步骤s2、当纵向轨迹角大于轨迹角门限值且垂直速度大于速度门限值时，进行纵向过渡态控制，所述纵向过渡态控制包括：

5、步骤s21、以纵向轨迹角等于0为轨迹角指令，将飞机当前的纵向轨迹角与轨迹角指令作差，并对误差使用比例积分控制，获得第一油门杆位置指令；

6、步骤s22、对所述垂直速度进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第一油门杆位置指令上，形成第二油门杆位置指令；

7、步骤s23、对所述俯仰角速率进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第二油门杆位置指令上，形成第三油门杆位置指令；

8、步骤s24、根据所述第三油门杆位置指令控制飞机发动机以提供推力。

9、优选的是，步骤s1中，所述纵向轨迹角由导航传感器给出的参数经解算后获得，所述垂直速度由导航传感器给出，所述俯仰角速率由角速率传感器给出。

10、优选的是，在步骤s2中，当纵向轨迹角小于等于轨迹角门限值或者垂直速度小于等于速度门限值，且持续设定时间时，从纵向过渡态控制模式退出，进入平衡态控制模式。

11、本申请第二方面提供了一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制装置，主要包括：

12、参数获取模块，用于获取飞机当前的纵向轨迹角、垂直速度及俯仰角速率；

13、纵向过渡态控制模块，用于当纵向轨迹角大于轨迹角门限值且垂直速度大于速度门限值时，进行纵向过渡态控制，所述纵向过渡态控制模块包括：

14、外环控制单元，用于以纵向轨迹角等于0为轨迹角指令，将飞机当前的纵向轨迹角与轨迹角指令作差，并对误差使用比例积分控制，获得第一油门杆位置指令；

15、中环控制单元，用于对所述垂直速度进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第一油门杆位置指令上，形成第二油门杆位置指令；

16、内环控制单元，用于对所述俯仰角速率进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第二油门杆位置指令上，形成第三油门杆位置指令；

17、发动机控制单元，用于根据所述第三油门杆位置指令控制飞机发动机以提供推力。

18、优选的是，所述纵向轨迹角由导航传感器给出的参数经解算后获得，所述垂直速度由导航传感器给出，所述俯仰角速率由角速率传感器给出。

19、优选的是，该装置还包括，平衡态控制模式确定模块，用于当纵向轨迹角小于等于轨迹角门限值或者垂直速度小于等于速度门限值，且持续设定时间时，从纵向过渡态控制模式退出，进入平衡态控制模式。

20、本申请为飞机纵向气动舵面完全失效的灾难性故障提供可能的挽救手段，提升飞行控制安全。

技术特征：

1.一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法，其特征在于，步骤s1中，所述纵向轨迹角由导航传感器给出的参数经解算后获得，所述垂直速度由导航传感器给出，所述俯仰角速率由角速率传感器给出。

3.如权利要求1所述的基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法，其特征在于，在步骤s2中，当纵向轨迹角小于等于轨迹角门限值或者垂直速度小于等于速度门限值，且持续设定时间时，从纵向过渡态控制模式退出，进入平衡态控制模式。

4.一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制装置，其特征在于，包括：

5.如权利要求4所述的基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制装置，其特征在于，所述纵向轨迹角由导航传感器给出的参数经解算后获得，所述垂直速度由导航传感器给出，所述俯仰角速率由角速率传感器给出。

6.如权利要求4所述的基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制装置，其特征在于，该装置还包括，平衡态控制模式确定模块，用于当纵向轨迹角小于等于轨迹角门限值或者垂直速度小于等于速度门限值，且持续设定时间时，从纵向过渡态控制模式退出，进入平衡态控制模式。

技术总结本申请属于飞行控制技术领域，涉及一种基于推力操纵的飞机俯仰舵面卡滞影响抑制方法及装置。该方法包括：获取飞机的纵向轨迹角、垂直速度及俯仰角速率；当纵向轨迹角大于轨迹角门限值且垂直速度大于速度门限值时，进行纵向过渡态控制，包括以纵向轨迹角等于0为轨迹角指令，将飞机当前的纵向轨迹角与轨迹角指令作差，使用比例积分控制获得第一油门杆位置指令；对垂直速度进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第一油门杆位置指令上，形成第二油门杆位置指令；对俯仰角速率进行比例增益后，以负反馈的形式叠加到第二油门杆位置指令上，形成第三油门杆位置指令；根据第三油门杆位置指令控制飞机发动机以提供推力。本申请提升了飞行控制的安全性。技术研发人员：巩磊,张曙光,何晶晶受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所技术研发日：技术公布日：2024/5/29