[发明专利]一种基于指令迎角的飞机起降控制方法

说明书

本申请提供一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，所述方法包括：构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；根据飞机起降控制律控制飞机起降。

技术领域

本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种基于指令迎角的飞机起降控制方法。

背景技术

随着航空技术的发展，飞机的使用范围越来越广泛，无论是军事防空，还是交通运输都得到了广泛应用，而飞机的起飞、着陆是飞机完成任务必不可少的阶段。

起飞、着陆对轨迹操纵具有较高精度需求，因此需要一种飞机起降的控制方法以提供高精度的起飞、着陆操纵控制。

发明内容

本申请的目的是提供了一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，以提高飞机着陆精度，保证固定翼飞机具有令人满意的飞行品质，具有良好的稳定性和操纵性，从而减轻飞行员负担。

在一方面，本申请提供的技术方案是：一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，所述方法包括：

构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；

根据飞机起降控制律控制飞机起降。

在本申请中，所述预处理模块的实现过程如下：

根据飞机安装的传感器的特性，选着相应的低通滤波器，完成迎角、俯仰角速率和法向过载信号的滤波处理，滤除信号的高频分量，其通用表达式为其中K为放大系数，T_I为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子，T₁、为分别为振动环节的时间常量和阻尼，决定了滤波器的截止特性；

且增加速率饱和滤波器滤波器中包含限幅环节，其中K为放大系数，T_I为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子；

对于柔性较大的飞机，在俯仰角速率和过载支路引入结构陷波器，滤除飞机振动频率处的传感器信号，防止飞机产生共振，具体表达式为其中，T₁、T₂、分别为振动环节的时间常量和阻尼，s为频域变换因子，决定了限制信号的中心频率和频率范围以及限制强度，此环节需要根据飞机的实际特性设置不同中心频率的N个环节，N为自然数。

在本申请中，所述指令模块的实现过程如下：

当小幅值操纵驾驶杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α_ny＝1(X_p)；

当大幅值推杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α^min(X_p)；

当大幅值拉杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α^max(X_p)；