飞行器飞行控制方法和系统及飞行器技术方案

公开了一种飞行器飞行控制方法和系统及飞行器。系统(1)包括旨在用于计算至少一条领航规则相对于飞行器的至少一个领航轴的增益的计算模块(Mi)集合；以及数据捕获单元(4)，数据捕获单元用于在与飞行器的给定领航轴相关联的至少一个计算单元(6，7，8)中捕获展示了飞行器的空气动力系数的第一值以及定义了控制链相对于给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值，计算单元(6，7，8)被配置用于利用计算模块(Mi)集合的至少一部分来计算领航规则的增益并且计算单元(6，7，8)计算旨在用于控制表面的至少一个致动器(16，17，18)的输入，控制表面被适配用于根据相应的当前控制值相对于给定领航轴而控制飞行器。

Aircraft flight control method and system and aircraft

An aircraft flight control method and system and aircraft are disclosed. The system (1) includes at least one pilot intended for calculating rules with respect to at least one calculation module pilot shaft gain of the aircraft (Mi) set; and the data acquisition unit, data acquisition unit (4) for at least one calculation unit in a given aircraft pilot shaft and the associated (6, 7, 8 in the first show) to capture the value of the aerodynamic coefficients of vehicle and second defines the control chain relative to the delay and filtering characteristics of pilot shaft of the given value calculation unit (6, 7, 8) is configured to use the calculation module (Mi) set at least a portion of the pilot calculation rules and gain calculation unit (6, 7, 8) to calculate for at least one actuator control surface (16, 17, 18) of the input control surface is adapted according to the corresponding current control value relative to a given axis control aircraft pilot.

【技术实现步骤摘要】
飞行器飞行控制方法和系统及飞行器
本专利技术涉及一种飞行器(特别地，运输飞行器)的飞行控制方法和系统。
技术介绍
众所周知，现代民用飞行器由嵌入在专用数字计算机中的数学领航规则控制，并且其输入来自放置在飞行器上的传感器，并且其输出由控制表面偏转输入组成。这些控制表面偏转输入被发送到这些控制表面的致动器的控制器。因此，连接飞行器的移动和控制表面的移动的整个控制链根据刷新传感器的频率以及在对控制链的元件与控制表面的控制器之间的采样不同时性而经历时间延迟。通常使用强大的数学工具来计算领航规则并且然后其以增益表的形式转录到计算机中。这种方法在将增益引入计算机之前生成多个步骤，并且不实现在所述计算机中修改规则的目的。此外，在柔性飞行器上(其第一结构模态位于接近领航模态的频率处)，有必要将频域滤波应用于来自传感器的信息，以限制飞行器的结构与领航规则之间的气动伺服弹性耦合。表示整个这种控制链的数学模型可能非常复杂并且使得不可能将相应领航规则明确写入计算机中。
技术实现思路
本专利技术的目的是消除此缺点。本专利技术涉及一种用于利用可以较容易地生成和写入的一条或多条领航规则相对于飞行器的至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行的方法，所述飞行器配备有电气飞行控制系统和或至少可以由所述飞行器的飞行员手动致动以便相对于所述飞行器的领航轴进行控制的至少一个控制构件(驾驶杆、踏板等)，或被适配成由自动领航仪型设备控制的至少一个虚拟控制构件。根据本专利技术，所述方法包括以下步骤：-整合步骤，所述整合步骤包括：将通用参数计算模块集合整合到所述飞行器的所述飞行控制系统的至少一个处理单元中，所述计算模块中的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于至少一个给定领航轴的增益，所述通用参数计算模块集合利用展示了所述飞行器的空气动力系数的第一值以及定义了控制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值；-至少一个数据捕获步骤，所述至少一个数据捕获步骤包括：借助于数据捕获单元在与所述飞行器的所述给定领航轴相关联的至少一个计算单元中捕获展示所述飞行器的所述空气动力系数的第一值以及定义所述控制链相对于所述给定领航轴的所述延迟和滤波特性的第二值，所述计算单元被配置用于利用所述通用计算模块集合的至少一部分来计算所述领航规则的所述增益，所述控制链被线性化以使得有可能生成旨在用于控制表面的至少一个致动器的输入，所述控制表面被适配用于借助于以原始状态提供的受控变量(即，非滤波和非延迟变量)根据所述飞行器的至少一个当前控制值相对于所述领航轴而控制所述飞行器；以及-至少一个控制步骤，所述至少一个控制步骤包括：在所述飞行器的飞行期间，将借助于数据生成单元生成的所述当前控制值录入到所述计算单元中，并且借助于所述计算单元利用此当前控制值来计算用于相对于所述给定领航轴而控制所述飞行器的所述输入，以便相对于所述给定领航轴来控制所述飞行器，以此方式计算的所述输入被传输到所述控制表面的所述致动器。因此，由于本专利技术，从(线性化的)控制链的线性表示中建立领航规则的方程，这使得有可能使用非滤波和非延迟受控变量来生成输入。此外，考虑了所谓的通用计算模块集合，意味着这些计算模块(其实现对具体参数的计算)中的至少一些计算模块可以用于为此目的使用合适的第二值(由操作员录入)相对于不同领航轴(俯仰、偏航、横滚)计算输入，这些第二值定义了控制链相对于相应的领航轴的延迟和滤波特性。与上述通常情况相比，可以更容易地生成或写入所利用的一条或多条领航规则。尽管不是排他地，但是本专利技术特别适合于所谓的柔性飞行器，在所述柔性飞行器中，第一结构模态位于接近领航模态的频率的频率处，显著地使得有可能实施合适的频域滤波。线性化的控制链有利地满足以下方程：其中：-δu为控制表面的由此控制链生成的移动；-Fequi为全局滤波器，展示了对滤波器的建模以及所述控制链的所有延迟和不同时性；-uc为控制值；-u为非滤波和非延迟受控变量；-s为拉普拉斯(Laplace)变量；并且-Kuc、Ku、Kudot和Kui为增益。有利地，所述增益Kuc、Ku、Kudot和Kui中的至少一些增益是根据存在于所述通用计算模块集合中的方程而确定的。此外，全局滤波器Fequi有利地满足以下方程：Fequi＝pade(T，2)*B(s)其中：-pade(T，2)为二阶帕德滤波器；以及-B(s)为二阶巴特沃斯(Butterworth)滤波器。在优选实施例中，所述通用参数计算模块集合由多个控制步骤用于相对于所述飞行器的三个领航轴中的至少两个(并且优选地三个)领航轴而控制所述飞行器的飞行：-俯仰轴；-横滚轴；以及-偏航轴。因此，本专利技术可以应用于飞行器的三个领航轴之一或同时应用于其中的多于一个。在第一应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述俯仰轴)而控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用以下方程根据与载荷因子Nz相对应当前控制值Nzc计算采用所述飞行器的升降舵的偏转输入δq形式的输入，所述当前控制值方程表示可以由所述飞行器的飞行员致动的驾驶杆的位置：其中：-Fequi为全局滤波器；-s为拉普拉斯变量；-KNz、Kq和Ki为增益；以及-KD为预控制项。此外，有利地，根据以下方程计算所述增益KNz、Kq和Ki和所述预控制项KD：KD＝τKi其中：-τ为时间常数值；-和pα为从飞行力学方程中获得的参数；-A为取决于和pa的值，并且-Kudot、Ku和Kui为从根据在所述通用计算模块中实现的方程计算的参数。此外，除了或代替第一应用，在第二应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述偏航轴)控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用以下方程根据与所述飞行器的侧滑角β相对应当前控制值βc计算采用虚拟偏航控制表面的偏转输入δr形式的输入，所述当前控制值表示可以由所述飞行器的飞行员致动的踏板的位置：其中：-Fequi为全局滤波器；-s为拉普拉斯变量；-Kβ、Kβdot和Kβint为增益；以及-为预控制项。此外，有利地，根据在所述通用计算模块集合中实现的方程计算所述增益Kβ、Kβdot和Kβint和所述预控制项此外，除了或代替第一和第二应用，在第三应用中，为了至少相对于领航轴(对应于所述飞行器的所述横滚轴)控制所述飞行器的所述飞行，所述控制步骤有利地包括：使用以下方程根据与所述飞行器的横滚率p相对应的当前控制值pc计算采用虚拟横滚控制表面的偏转输入δp形式的输入，所述当前控制值表示可以由所述飞行器的飞行员致动的驾驶杆的位置：其中：-Fequi为全局滤波器；-s为拉普拉斯变量；-Kp和Kpint为增益；以及-为预控制项。此外，有利地，根据在所述通用计算模块集合中实现的方程计算所述增益、Kp和Kpint和所述预控制项本专利技术还涉及一种飞行器飞行控制系统，所述飞行器飞行控制系统旨在用于相对于至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行。根据本专利技术，所述系统包括：-处理单元，所述处理单元包括通用参数计算模块集合，所述计算模块的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于所述飞行器的至少一个给定领航轴的增益，所述通用参数计算模块集合利用展示所述飞行器的空气动力系数的第一值以及定义控制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值；-至少一本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于关于飞行器的至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行的方法，所述飞行器配备有电气飞行控制系统(1)，所述方法包括以下步骤：‑整合步骤(E1)，所述整合步骤包括：将通用参数计算模块(Mi)集合整合到所述飞行器的所述飞行控制系统(1)的至少一个处理单元(3)中，所述计算模块(Mi)中的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于至少一个给定领航轴的增益，所述通用参数计算模块(Mi)集合利用展示了所述飞行器的空气动力系数的第一值以及定义了控制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值；‑至少一个数据捕获步骤(E2)，所述至少一个数据捕获步骤包括：借助于数据捕获单元(4)在与所述飞行器的所述给定领航轴相关联的至少一个计算单元(6，7，8)中捕获展示所述飞行器的所述空气动力系数的第一值以及定义所述控制链相对于所述给定领航轴的所述延迟和滤波特性的第二值，所述计算单元(6，7，8)被配置用于利用所述通用计算模块集合的至少一部分来计算所述领航规则的所述增益，所述控制链被线性化以使得有可能生成旨在用于控制表面的至少一个致动器(16，17，18)的输入，所述控制表面被适配用于借助于以原始状态提供的受控变量根据所述飞行器的至少一个当前控制值相对于所述领航轴而控制所述飞行器，所述控制链被线性化并且验证以下方程：...

【技术特征摘要】
2016.10.11 FR 16597751.一种用于关于飞行器的至少一个领航轴而控制所述飞行器的飞行的方法，所述飞行器配备有电气飞行控制系统(1)，所述方法包括以下步骤：-整合步骤(E1)，所述整合步骤包括：将通用参数计算模块(Mi)集合整合到所述飞行器的所述飞行控制系统(1)的至少一个处理单元(3)中，所述计算模块(Mi)中的至少一些计算模块旨在用于计算至少一条领航规则相对于至少一个给定领航轴的增益，所述通用参数计算模块(Mi)集合利用展示了所述飞行器的空气动力系数的第一值以及定义了控制链相对于所述给定领航轴的延迟和滤波特性的第二值；-至少一个数据捕获步骤(E2)，所述至少一个数据捕获步骤包括：借助于数据捕获单元(4)在与所述飞行器的所述给定领航轴相关联的至少一个计算单元(6，7，8)中捕获展示所述飞行器的所述空气动力系数的第一值以及定义所述控制链相对于所述给定领航轴的所述延迟和滤波特性的第二值，所述计算单元(6，7，8)被配置用于利用所述通用计算模块集合的至少一部分来计算所述领航规则的所述增益，所述控制链被线性化以使得有可能生成旨在用于控制表面的至少一个致动器(16，17，18)的输入，所述控制表面被适配用于借助于以原始状态提供的受控变量根据所述飞行器的至少一个当前控制值相对于所述领航轴而控制所述飞行器，所述控制链被线性化并且验证以下方程：其中：-δu为控制表面的由此控制链生成的移动；-Fequi为全局滤波器，展示了对滤波器的建模以及所述控制链的所有延迟和不同时性并且验证以下方程：Fequi＝pade(T，2)*B(s)其中：-pade(T，2)为二阶帕德滤波器；并且-B(s)为二阶巴特沃斯滤波器，-uc为控制值；-u为非滤波和非延迟受控变量；-s为拉普拉斯变量；并且-Kuc、Ku、Kudot和Kui为增益；以及-至少一个控制步骤(E3)，所述至少一个控制步骤包括：在所述飞行器的飞行期间，将借助于数据生成单元(10)生成的所述当前控制值录入到所述计算单元(6，7，8)中，并且借助于所述计算单元(6，7，8)利用此当前控制值来计算用于相对于所述给定领航轴控制所述飞行器的所述输入，以此方式计算的所述输入被传输到所述控制表面的所述致动器(16，17，18)。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述增益Kuc、Ku、Kudot和Kui中的至少一些增益是根据所述通用计算模块集合中存在的方程而确定的。3.根据以上权利要求中任一项所述的方法，其特征在于：所述通用参数计算模块集合由多个控制步骤用于相对于所述飞行器的以下三个领航轴中的至少两个领航轴而控制所述飞行器的所述飞行：-俯仰轴；-横滚轴；以及-偏航轴。4.根据以上权利要求中任一项所述的用于至少相对于与所述飞行器的所述俯仰轴相对应的领航轴而控制所述飞行器的所述飞行的方法，其特征在于：所述控制步骤包括：使用以下方程根据与载荷因子Nz相对应的当前控制值Nzc计算采用所述飞行器的升降舵的偏转输入δq形式的输入，所述当前控制值表示可以由所述飞行器的飞行员致动的驾驶杆(11)的位置：其中：-Fequi为全局滤波器；-s为拉普拉斯变量；-KNz、Kq和Ki为增益；并且-KD为预控制项。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：所述增益KNz、Kq和Ki和所述预控制项KD是根据以下方程计算的：KD＝τKi其中：-τ为时间常数值；-mδq和pα为从飞行力学方程中获得的参数；-A为取决于mδq和pα的值，并且-Kudot、Ku和Kui为根据在所述通用计算模块(Mi)集合中实现的方程计算的参数。6.根据以上权利要求中任一项所述的用于至少相对于与所述飞行器的所述偏航轴相对应的领航轴而控制所述飞行器的所述飞行的方法，其特征在于：所述控制步骤包括：使用以下方程根据与所述飞行器的侧滑角β相对应...

【专利技术属性】
技术研发人员：斯特凡·德拉努瓦，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国,FR