一种基于推力操纵的飞机应急飞行控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应急飞行控制方法及装置。

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、控制的关键难点之一，是如何实现以上故障情况的自主飞行，即如何通过飞行逻辑设计在不同飞行阶段合理调用基本控制模态，使飞机在飞控舵面完全失效后，能够仅依靠发动机推力操纵能力完成自主返场飞行和应急着陆。

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应急飞行控制方法及装置，使飞机在飞控舵面完全失效后，能够仅通过调整发动机推力完成自主返场飞行和应急着陆，为飞机气动舵面完全失效的灾难性故障模式提供一种可能的应急手段，提高飞机飞行控制的安全性。

2、本申请第一方面提供了一种基于推力操纵的飞机应急飞行控制方法，主要包括：

3、步骤s1、基于驾驶员指令进入过渡阶段，在过渡阶段中，以轨迹角指令为γcmd＝0进行纵向过渡态控制，调整发动机推力；

4、步骤s2、当飞机在某一高度上收敛于平衡表速、迎角和推力时，获得新的配平飞行状态，以新的配平飞行状态下的等效空速作为巡航飞行的基准空速，切换到巡航飞行阶段，在飞行巡航阶段，在纵向通道中，首先以轨迹角指令γcmd＝-1°进行轨迹角控制，从初始配平高度下降到指定巡航高度，之后切换为基于高度进行控制，调整发动机推力，在横向通道中，基于航向控制模式调整发动机推力控制飞机飞行至目标导航点；

5、步骤s3、当飞机到达目标导航点时，进入进场着陆阶段，在进场着陆阶段，在横向通道中，根据跑道航向基于侧偏距控制模式调整发动机推力，控制飞机对准跑道，在纵向通道中，首先按当前巡航高度和指定的小轨迹角下滑线解算得到开始下滑导航点，到达该下滑导航点后跟踪指定的小轨迹角下滑线，调整发动机推力，直到着陆接地。

6、优选地是，步骤s2进一步包括通过以下方式判断飞机是否进入巡航飞行阶段：

7、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，从过渡阶段退出，进入巡航飞行阶段。

8、优选地是，步骤s2中，所述指定巡航高度为初始配平高度的70％。

9、优选地是，步骤s3中，指定的小轨迹角为γ＝-1.5°。

10、本申请第二方面提供了一种基于推力操纵的飞机应急飞行控制装置，主要包括：

11、过渡阶段控制模块，用于基于驾驶员指令进入过渡阶段，在过渡阶段中，以轨迹角指令为γcmd＝0进行纵向过渡态控制，调整发动机推力；

12、巡航飞行阶段控制模块，用于当飞机在某一高度上收敛于平衡表速、迎角和推力时，获得新的配平飞行状态，以新的配平飞行状态下的等效空速作为巡航飞行的基准空速，切换到巡航飞行阶段，在飞行巡航阶段，在纵向通道中，首先以轨迹角指令γcmd＝-1°进行轨迹角控制，从初始配平高度下降到指定巡航高度，之后切换为基于高度进行控制，调整发动机推力，在横向通道中，基于航向控制模式调整发动机推力控制飞机飞行至目标导航点；

13、进场着陆阶段控制模块，用于当飞机到达目标导航点时，进入进场着陆阶段，在进场着陆阶段，在横向通道中，根据跑道航向基于侧偏距控制模式调整发动机推力，控制飞机对准跑道，在纵向通道中，首先按当前巡航高度和指定的小轨迹角下滑线解算得到开始下滑导航点，到达该下滑导航点后跟踪指定的小轨迹角下滑线，调整发动机推力，直到着陆接地。

14、优选地是，所述巡航飞行阶段控制模块包括阶段切换判定单元，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，从过渡阶段退出，进入巡航飞行阶段。

15、优选地是，所述指定巡航高度为初始配平高度的70％。

16、优选地是，指定的小轨迹角为γ＝-1.5°。

17、本申请通过飞行阶段设计，以及每个阶段推力应急飞行控制的触发条件、控制模态和终止条件设计，使飞机在飞控舵面完全失效后，能够仅通过调整发动机推力完成自主返场飞行和应急着陆，提升飞行控制安全，降低应急控制难度。

技术特征：

1.一种基于推力操纵的飞机应急飞行控制方法，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应急飞行控制方法，其特征在于，步骤s2进一步包括通过以下方式判断飞机是否进入巡航飞行阶段：

3.如权利要求1所述的基于推力操纵的飞机应急飞行控制方法，其特征在于，步骤s2中，所述指定巡航高度为初始配平高度的70％。

4.如权利要求1所述的基于推力操纵的飞机应急飞行控制方法，其特征在于，步骤s3中，指定的小轨迹角为γ＝-1.5°。

5.一种基于推力操纵的飞机应急飞行控制装置，其特征在于，包括：

6.如权利要求5所述的基于推力操纵的飞机应急飞行控制装置，其特征在于，所述巡航飞行阶段控制模块包括阶段切换判定单元，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，从过渡阶段退出，进入巡航飞行阶段。

7.如权利要求5所述的基于推力操纵的飞机应急飞行控制装置，其特征在于，所述指定巡航高度为初始配平高度的70％。

8.如权利要求5所述的基于推力操纵的飞机应急飞行控制装置，其特征在于，指定的小轨迹角为γ＝-1.5°。

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应急飞行控制方法及装置。该方法包括：基于驾驶员指令进入过渡阶段，以轨迹角指令为0进行纵向过渡态控制；当飞机进入新的配平飞行状态后，切换到巡航飞行阶段，在纵向通道中，进行轨迹角和高度控制，在横向通道中，基于航向控制模式控制飞机飞行至目标导航点；当飞机到达目标导航点时，进入进场着陆阶段，在横向通道中，根据跑道航向基于侧偏距控制模式控制飞机对准跑道，在纵向通道中，首先按当前巡航高度和指定的小轨迹角下滑线解算得到开始下滑导航点，到达该下滑导航点后跟踪指定的小轨迹角下滑线，直到着陆接地。本申请提升了飞行控制安全性，降低了应急控制难度。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：2024/6/23