[发明专利]一种飞机不对称推力补偿控制方法

摘要

本发明公开了一种飞机不对称推力补偿控制方法。所述飞机不对称推力补偿控制方法包括步骤1判断飞机是否处于三轮滑跑过程中；步骤2高压转子转速信号以及低压转子转速信号；步骤3是否具有推力输出；步骤4获取高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL；步骤5选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量；步骤6计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；步骤7得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；步骤8控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度。本发明在全飞行包线内当发动机失效后，及时自动偏转副翼和方向舵平衡飞机，使力和力矩达到平衡，确保飞行安全。

主权项

一种飞机不对称推力补偿控制方法，其特征在于，所述飞机不对称推力补偿控制方法包括：步骤1：判断飞机是否处于三轮滑跑过程中且该飞机的表速是否小于飞机补偿速度V以及判断该飞机中的各发动机中是否具有发动机处于反推力状态，若是，则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若否，则进行下一步；步骤2：飞控系统接收各个发动机的高压转子转速信号以及低压转子转速信号；步骤3：判断各个发动机是否具有推力输出；若否则停止所述飞机不对称推力补偿控制方法，若是，则进行下一步；步骤4：获取每两个在飞机上相互对称设置的发动机的高压转子转速差ΔnoutH以及低压转子转速差ΔnoutL，并判断高压转子转速差是否超过第一阈值以及低压转子转速差是否超过第二阈值；当高压转子转速差超过第一阈值且低压转子转速差超过第二阈值时，进行下一步；步骤5：选取高压转子转速差或者低压转子转速差中的一个作为控制变量，并将该控制变量进行归一化处理；步骤6：获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值；步骤7：根据公式、并通过所述步骤5处理后的控制变量以及所述步骤6中得到的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值求得副翼角度以及方向舵角度的变化增益；步骤8：控制副翼以及方向舵按照角度变化增益变化角度；所述步骤6中的获取飞机参数，并通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度的偏差值具体为：步骤61：通过公式计算左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩Masym；步骤62：根据所述步骤61中的不对称偏航力矩Masym，通过公式计算不同飞行阶段的侧滑角；步骤63：根据所述步骤62的计算结果，通过公式计算平衡状态下的副翼偏度和方向舵偏度；所述步骤61中的具体公式为：Masym＝(P+Dwn)·lP；其中，Masym是左右机翼对称位置的发动机一台失效后形成的不对称偏航力矩；P是左右机翼对称位置正常工作发动机的输出推力；Dwm是左右机翼对称位置失效发动机的风车阻力；lp是左右机翼对称位置发动机安装距；所述步骤62中的具体公式为：其中，l是飞机的翼展；S是飞机的机翼面积；q是飞机某一高度和速度时的动压；β是飞机侧滑角；是飞机侧滑角产生的侧力系数；是飞机副翼产生的侧力系数；是飞机方向舵产生的侧力系数；G是飞机重量；γ是飞机坡度角；θ是飞机俯仰角；是飞机横向静稳定性；是飞机副翼操纵效率；是飞机方向舵产生的滚转力矩系数；是飞机航向静稳定性；是飞机副翼产生的偏航力矩系数；是飞机方向舵操纵效能；所述步骤63中的具体公式为：以及其中，δxACEF为副翼偏度；δyACEF为方向舵偏度。