[发明专利]一种控制律稳定裕度闭环验证方法

说明书

本发明提供了一种控制律稳定裕度闭环验证方法，该方法设置了反向扫频模块来进行闭环扫开环，并进行闭环验证，建立自动飞行工作模态下的控制律稳定裕度测试环境并进行控制律稳定裕度闭环验证。自动飞行工作模态接通时，在舵面加入信号源进行扫频。根据稳定裕度结果，设计超前滞后矫正环节，解决了现有技术中由于现代先进飞机通常采用的放宽静稳定导致的开环电传飞控系统不稳定，提高了飞机的稳定性，减少了定型后的控制律更改。

技术领域

本发明属于飞行自动控制领域，具体涉及一种控制律稳定裕度闭环验证方法。

背景技术

建模和仿真技术的发展，已为通过数字仿真和半物理仿真来研究和评估飞控系统的稳定储备创造了很好的条件。由于飞控系统机载关联设备多，结构复杂，尤其像液压伺服舵机及其液压能源，很难建立精准的数学模型，因此在系统稳定裕度不足时可能带来下述问题：

1)地面验证环境下模型准确度、环境条件与实际情况存在差异造成部分控制律地面验证时满足要求，但空中时出现震荡；

2)同型号飞机不同架次之间存在的外差异造成的个别飞机空中出现震荡；

3)飞机在构型改变过程中可能出现震荡。

因此，需要一种稳定裕度测试方法以进行控制律稳定裕度闭环验证。

发明内容

本发明的目的在于，为了解决上述问题，提出一种自动飞行工作模态下的控制律稳定裕度闭环验证方法，以建立稳定裕度测试环境并进行控制律稳定裕度闭环验证，对飞机的飞行品质进行提升。

本发明为了达到上述目的，提供了一种控制律稳定裕度闭环验证方法，所述方法包括如下步骤：

S1：设定飞行仿真模型，将飞机的自动飞行控制系统设置在工作模式；

S2：通过动态频响分析仪获取等幅变频的正弦扫频信号，将正弦扫频信号以及主飞控舵面指令通过反向扫频模块处理后，将处理后的数据同时输入至作动器模型和动态频响分析仪；

S3：处理后的数据在作动器模型中进行运算，得到舵面偏角；

S4：飞行仿真模型接收到舵面偏角后进行仿真飞行，输出仿真飞行的运动姿态信息和角速率信息；

S5：自动飞行控制律模型接收运动姿态信息和角速度信息，通过其解算出控制律指令；

S6：将控制律指令传送至主飞控模型，获得反馈后的主飞控舵面指令，将反馈后的主飞控舵面指令输入动态频响分析仪；

S7：在动态频响分析仪中，根据通过S5输入的反馈后的主飞控舵面指令以及S2输入的处理后的数据进行稳定裕度分析。

本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S1中包括将飞行仿真模型设定在飞行构型状态，所述工作模式包括在俯仰姿态保持模态、倾斜姿态保持模态、垂直速度模态、高度控制模态、航向保持模态以及航向选择模态中选出的一种模态。

本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S2中的正弦扫频信号的幅值为0.3V、频率为0.1～3Hz，所述正弦扫频信号在输入反向扫频模块前需进行A/D转换。

本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述主飞控舵面指令包括升降舵指令、副翼舵指令、方向舵指令和用于切换舵面的扫频舵面切换指令。

本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述反向扫频模块工作过程如下：

若扫频舵面切换指令为1时，对舵面指令中的升降舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的升降舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将副翼舵指令、方向舵指令以及加入扫频信号的升降舵指令传输至作动器模型；