專利名稱：雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種艦載飛機的控制方法，尤其涉及一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機單側(cè)發(fā)動機發(fā)生故障導(dǎo)致的推力不對稱威脅飛行安全。正常狀態(tài)下，飛機是以機翼處于水平位置，機頭對準甲板中心線姿態(tài)著艦。發(fā)生單發(fā)停車故障后，為保持力和力矩平衡，飛機不能采用正常情況時的姿態(tài)著艦，其姿態(tài)可能會是機翼傾斜、機頭不能完全對準甲板中心線或兩種情況的組合等。為了提高艦載機應(yīng)對各種故障的能力以保障飛行安全，除了采用余度技術(shù)外，行之有效的方法是重構(gòu)飛行控制律。重構(gòu)控制的目的是當(dāng)飛機發(fā)生故障或損傷時，飛行控制系統(tǒng)可以利用剩余的有效控制機構(gòu)補償故障或損傷對飛機造成的影響，從而保證飛機可以繼續(xù)安全地飛行。按照對于故障檢測與診斷信息的依賴性，控制律重構(gòu)可分為兩大類被動式重構(gòu)和主動式重構(gòu)。被動式重構(gòu)不依賴故障檢測與診斷，而是基于系統(tǒng)鎮(zhèn)定或完整性的思想，在飛機設(shè)計的初始階段便針對某一故障集設(shè)計了保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的魯棒控制器， 依靠該控制器的強魯棒性保障飛機故障后的飛行安全。主動式重構(gòu)是基于故障檢測與診斷系統(tǒng)得到的故障信息，在對當(dāng)前故障準確了解的情況下修改控制律或重新設(shè)計控制律，以保證飛機在該故障狀態(tài)下具有所要求的飛行品質(zhì)。控制律重構(gòu)設(shè)計就是一種主動重構(gòu)控制方法?？刂坡芍貥?gòu)設(shè)計方法簡單可靠，被廣泛應(yīng)用于工程實踐中。它的基本思想是利用先驗的故障及各種信息，預(yù)先設(shè)計重構(gòu)控制方案，離線設(shè)計出各種故障下所需的、合適的控制律參數(shù)，并存儲在飛行控制計算機，在發(fā)生故障后，根據(jù)故障診斷與識別系統(tǒng)獲得的故障信息選擇合適的控制律，保障故障下飛機的安全飛行。雙發(fā)艦載飛機的發(fā)動機一般對稱下吊在機翼上，當(dāng)左、右兩側(cè)發(fā)動機工作狀態(tài)不同或某側(cè)發(fā)動機停車導(dǎo)致機身兩側(cè)拉力出現(xiàn)不平衡時，飛機會因力矩不平衡出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)、傾斜及機頭下沉現(xiàn)象，從而偏離預(yù)定航線。對于飛機的航向運動，由于一側(cè)發(fā)動機失效，在另一側(cè)發(fā)動機拉力作用下會引起偏航力矩，若是螺旋槳飛機，則在停車發(fā)動機螺旋槳阻力作用下會引起正偏航力矩，二者組成了不對稱拉力引起的偏航力矩。該偏航力矩作用下，機頭將向右偏轉(zhuǎn)。由于慣性作用，飛機仍將保持原先的飛行方向，因而會出現(xiàn)側(cè)滑現(xiàn)象。飛機側(cè)滑時，垂尾上將產(chǎn)生側(cè)力，同時也引起航向靜穩(wěn)定力矩，力圖阻止飛機的偏轉(zhuǎn)。在飛機偏轉(zhuǎn)的最初階段，側(cè)滑角較小，飛機的側(cè)滑角將在一定范圍內(nèi)一直增大，直至偏航力矩再次平衡?？梢钥闯觯Σ粚ΨQ會使飛機出現(xiàn)較大側(cè)滑，破壞了飛機的方向平衡。對于飛機的橫向運動，由于停車發(fā)動機機翼上拉力的垂直分力消失，而工作發(fā)動機一側(cè)機翼上拉力的垂直分力依然存在，并且飛機會產(chǎn)生偏航角速度，流過發(fā)動機失效一側(cè)機翼的局部氣流比另一側(cè)機翼的局部氣流速度要小，因此，發(fā)動機失效一側(cè)機翼的升力比另一側(cè)機翼升力小。可以看出，拉力不對稱使飛機出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象，破壞了飛機的橫側(cè)平對于飛機的縱向運動，由于飛機發(fā)動機總功率降低，飛機拉力減小、側(cè)滑的出現(xiàn)使得阻力增大，伴隨著飛機的偏轉(zhuǎn)和傾斜，飛行速度必然減小。這會使飛機機頭下沉，高度下降，以重新獲取速度和升力，因此，拉力不對稱破壞了飛機的縱向平衡。通過以上對拉力不對稱飛行時飛機的運動特性分析可看出，不對稱拉力引起的偏航力矩及滾轉(zhuǎn)力矩使飛機進入危險姿態(tài)，特別是在下滑導(dǎo)引著艦階段，飛機將偏離預(yù)定下滑道，飛行速度可能會減小到其最小操縱速度以下，飛機容易失控，造成嚴重的后果。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于針對雙發(fā)艦載機單發(fā)停車推力不對稱時的特殊情況，對相應(yīng)的控制律進行重構(gòu)，提供一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，從而使飛機在推力不對稱飛行狀態(tài)下具有較好的軌跡控制性能，使艦載機能夠安全著艦。本發(fā)明的思路是首先通過對推力不對稱時艦載飛機飛行特性的研究，提出一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法；然后基于模擬的飛行狀態(tài)，分別對縱向和橫向控制律進行重構(gòu)，從而得到本發(fā)明的雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法。具體而言，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案。一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，該方法在正常雙發(fā)飛機飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)，具體按照以下公式
權(quán)利要求
1.一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，其特征在于，該方法在正常雙發(fā)飛機飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)，具體按照以下公式
2.一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，所述雙發(fā)艦載飛機的控制系統(tǒng)包括正常狀態(tài)飛行控制系統(tǒng)及單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)；當(dāng)出現(xiàn)單發(fā)停車故障時，艦載飛機的飛行控制由正常狀況下的飛行控制系統(tǒng)切換至單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)，其特征在于，所述單發(fā)停車飛行控制系統(tǒng)包括重構(gòu)的縱向控制系統(tǒng)、橫向控制系統(tǒng)，其中，所述縱向控制系統(tǒng)包括分別用于控制著艦過程中飛機飛行高度和飛行速度的高度控制回路、速度控制回路；高度控制回路包括高度控制器、俯仰姿態(tài)控制器、俯仰阻尼器和升降舵回路，速度控制回路包括速度控制器、油門伺服回路；高度控制回路通過對升降舵回路進行控制實現(xiàn)飛行高度的控制，具體按照以下控制律，
3.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述高度控制回路的控制參數(shù)<，g,《，K0，Ktl按照以下步驟得到 步驟1、建立飛機的縱向短周期簡化運動方程如下
4.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述速度控制回路的控制參數(shù)<,<，Afl按照以下步驟得到 步驟1 建立簡化的飛機狀態(tài)方程如下
5.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述側(cè)向偏離控制回路的控制參數(shù)&、κψ、^ 、夂^按照以下步驟得到步驟1、根據(jù)飛機的橫側(cè)向線性狀態(tài)方程，計算偏航角速度與方向舵偏量的傳遞函數(shù) Gr々h步驟2、計算方向舵回路的傳遞函數(shù)G5,(》；步驟3、計算G5, (S)、G； (S)、Kr組成的傳遞函數(shù)，根據(jù)自動控制理論中的根軌跡設(shè)計方法，設(shè)計偏航角速度反饋增益& ；步驟4、計算G5,(》、Κψ組成的偏航角控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動控制理論中的根軌跡設(shè)計方法，設(shè)計滾轉(zhuǎn)角前饋增益&、Κψ ；步驟5、計算g&(》、夂^組成的側(cè)向偏離速率控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動控制理論中的根軌跡設(shè)計方法，設(shè)計滾轉(zhuǎn)角前饋增益K;。
6.如權(quán)利要求2所述雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，其特征在于，所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制回路的控制參數(shù)^^、X^Kp按照以下步驟得到步驟1、根據(jù)飛機的橫側(cè)向線性狀態(tài)方程，計算滾轉(zhuǎn)角速度與副翼偏量的傳遞函數(shù) Gpga(S)-,步驟2、計算副翼舵回路的傳遞函數(shù)G5a(力；步驟3、計算G5a(S)、GJq (5), κρ組成的傳遞函數(shù)，根據(jù)自動控制理論中的根軌跡設(shè)計方法，設(shè)計滾轉(zhuǎn)角速度反饋增益Kp ；步驟4、計算G5q(》、GpSa(s)、W夂丨組成的滾轉(zhuǎn)角控制回路閉環(huán)傳遞函數(shù)，根據(jù)自動控制理論中的根軌跡設(shè)計方法，設(shè)計滾轉(zhuǎn)角前饋增益^廠K。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明首先通過對推力不對稱時艦載飛機飛行特性的研究，提出一種雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的飛行狀態(tài)模擬方法，其是在正常雙發(fā)飛機飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上，分別對飛行速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度的飛行狀態(tài)變量上增加不同的常值干擾，從而得到雙發(fā)飛機單發(fā)失效情況下的飛行狀態(tài)；然后基于模擬的飛行狀態(tài)，分別對縱向和橫向控制律進行重構(gòu)，從而得到本發(fā)明的雙發(fā)艦載飛機單發(fā)停車的安全著艦控制方法。相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有結(jié)構(gòu)簡單、性能可靠、著艦安性高等優(yōu)點。
文檔編號G05D1/08GK102360216SQ201110132929
公開日2012年2月22日 申請日期2011年5月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月20日
發(fā)明者姬猛, 江駒, 王新華, 甄子洋 申請人:南京航空航天大學(xué)