一种X型尾翼指令解算方法技术

本发明专利技术公开了一种X型尾翼指令解算方法，包括：获取操纵杆的操纵指令，包括操纵杆在横轴x上的角位移σ

【技术实现步骤摘要】
一种X型尾翼指令解算方法
本专利技术涉及航空领域，具体涉及一种航空器X型尾翼指令解算方法。
技术介绍
当前“X”型舵面分配控制已经广泛应用于各类飞行器，其主要功能是根据驾驶杆偏度来计算舵面的输出位置。目前，由于实际舵面偏转角度存在限制，使得操纵杆的有效范围与操纵杆的实际运动范围不能完全匹配，使得舵面偏转存在较大空行程，不利于驾驶员的操纵控制，造成操纵误解。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种X型尾翼指令解算方法，用以解决现有技术中因舵面偏转存在空行程而导致操纵误解的问题。为了实现上述任务，本专利技术采用以下技术方案：一种X型尾翼指令解算方法，包括：获取操纵杆的操纵指令，包括操纵杆在横轴x上的角位移σx以及纵轴y上的角位移σy；判断所述角位移σx以及角位移σy的极性以及是否为零；根据角位移σx以及角位移σy的极性以及是否为零的判断结果，得到每一个舵面的偏转指令。进一步地，所述横轴的正向对应于右压杆操作，横轴的负向对应于左压杆操作；所述纵轴的正向对应于前推杆操作，纵轴的负向对应于后拉杆操作；所述X型尾翼具有四个在飞行器圆周方向上分布的舵面，每个舵面向下偏转为正。进一步地，当所述操纵指令的δx＝0，δy＝0时，舵面的偏转指令为：σ1＝σ2＝σ3＝σ4＝0，其中σ1、σ2、σ3和σ4分别表示四个所述舵面的偏转角度。进一步地，当所述操纵指令的δx＝0，δy≠0时，舵面的偏转指令为：σ1＝σ2＝σ3＝σ4＝σy。进一步地，当所述操纵指令的δy＝0，δx≠0时，舵面的偏转指令为：σ1＝σ3＝σx，σ2＝σ4＝-σx。进一步地，当所述操纵指令的δxδy>0时，σ1＝σ3＝K(σx+σy)，σ2＝σ4＝σy-σx，其中ω表示比例系数。进一步地，所述ω为操纵杆最大角位移与舵面最大偏角的比值。进一步地，当所述操纵指令的δxδy<0时，σ1＝σ3＝σx+σy，σ2＝σ4＝K(σx-σy)。进一步地，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机的存储器中，所述计算机包括处理器以及所述存储器，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的步骤。进一步地，所述方法以计算机程序的形式装载于计算机可读存储介质中，计算机程序被处理器执行时，实现所述方法的步骤。与现有技术相比，本专利技术具有以下技术特点：本专利技术对现有的“X”尾翼舵面控制分配算法进行重新设计，有效地将舵面的行程与操纵杆运动范围进行匹配，将操纵杆的行程边界与舵面行程限制进行统一，保证在正常操纵指令范围内舵面能达到最大行程，同时又能减小空行程带来的不利因素，方便驾驶员的操纵。附图说明图1为航空器舵面编号的示意图；图2为操纵杆第一象限中σ1的有效范围示意图；图3为第一象限中当操纵指令σx≥σy时的示意图；图4为第一象限中当操纵指令σx<σy时的示意图。具体实施方式本方案所针对的电传操纵杆为后、左右双轴操纵。假设横轴x上测量的是驾驶杆的角位移σx，纵轴y上测量的是角位移σy，假定操纵杆两个轴的输出极性符合表1。表1输出极性输入σyσx前推杆+0后拉杆-0左压杆0-右压杆0+由尾部向前看，记舵面编号为图1所示，每个舵面最大偏角±30°。定义舵1、舵2、舵3、舵4均下偏为正，偏转角度分别用σ1、σ2、σ3和σ4来表示，则极性关系见表2。表2通道与舵面极性对应表通道名称通道极性1号舵面2号舵面3号舵面4号舵面偏航右偏(+)下偏(+)上偏(-)下偏(+)上偏(-)俯仰低头(+)下偏(+)下偏(+)下偏(+)下偏(+)由于舵面控制系统为线性系统，故其控制律符合叠加原理，结合表1的极性分析，为简单起见，设定σx，σy行程为[-30°，30°]，与舵面最大偏转角度30°对应，则有舵面偏转指令与摇杆指令的对应计算关系：即若σ1、σ2、σ3、σ4计算结果超过±30°时，则对输出进行限幅，保证每片舵面最大偏转在正常设计范围；由式2可知σ1＝σ3，σ2＝σ4。以操纵杆在第一象限运动为例，此时σx∈[0,30]，σy∈[0,30]，摇杆的行程为方形区域。根据式2有σ1＝σx+σy，由于受到30°限幅影响，第一象限σ1有效范围为图2中三角阴影部分。由图2可以看出，在实际舵面偏转角度限制条件下，操纵杆有效范围与操纵杆的实际运动范围不能完全匹配，对σ1而言存在较大的空行程。由此推广到对四个象限进行分析，一、三象限中σ1、σ3存在较大空行程，二四象限中，σ2、σ4存在较大空行程，不利于驾驶员的操纵控制，造成操纵“误解”。其中，所述四个象限由横轴x和纵轴y进行划分，操纵杆前推杆、右压杆分别对应于x轴、y轴的正方向，则第一象限为x轴正向和y轴正向区域，第二象限为x轴负向和y轴正向区域，第三象限为x轴负向和y轴负向区域，第四象限为x轴正向和y轴负向区域。对于第一象限：当操纵指令σx≥σy时，如图3所示，作直线y＝kx与x+y＝30交于点(x1，y1)，与x＝30交于点(x2，y2)，则(x1，y1)为σ1舵偏最大位置点，根据式2，此时σ1＝x1+y1＝30，(x2，y2)为指令最大位置，若不考虑舵偏限制有σ1′＝x2+y2＝x2+kx2＝30(k+1)。此时操纵杆最大指令与实际偏转最大值比例关系为当操纵杆指令值为(σx，σy)时，可以得到对应舵面1的给定指令为σx+σy，根据比例计算的舵面1偏度为：当操纵指令σx<σy时，如图4所示，作y＝kx与x+y＝30交于点(x1，y1)，与y＝30交于点(x2，y2)。(x1，y1)为σ1舵偏最大位置点，根据式(2)，此时σ1＝x1+y1＝30，(x2，y2)为指令最大位置，若不考虑舵偏限制有得到该情况下的摇杆最大指令与实际偏转最大值比例关系为当摇杆指令值为(σx，σy)时，可以得到此时对应舵面1的给定指令为σx+σy，根据比例关系计算的舵面1偏度为：对于第二象限：当|δx|≥|δy|时，令y＝kx与x＝-30相交，由于x，y反号，此时的受限条件为：y-x＝30，受限对象为σ2＝(σy-σx)∈[0,60]。y＝kx与x＝-30交点为(-30，-30k)。舵偏限制与摇杆限制的比例关系为其中此时σx<0，σy>0，则有则比例系数根据比例关系计算的舵面2偏度为：当本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种X型尾翼指令解算方法，其特征在于，包括：/n获取操纵杆的操纵指令，包括操纵杆在横轴x上的角位移σ

【技术特征摘要】
1.一种X型尾翼指令解算方法，其特征在于，包括：
获取操纵杆的操纵指令，包括操纵杆在横轴x上的角位移σx以及纵轴y上的角位移σy；
判断所述角位移σx以及角位移σy的极性以及是否为零；
根据角位移σx以及角位移σy的极性以及是否为零的判断结果，得到每一个舵面的偏转指令。


2.根据权利要求1所述的X型尾翼指令解算方法，其特征在于，所述横轴的正向对应于右压杆操作，横轴的负向对应于左压杆操作；所述纵轴的正向对应于前推杆操作，纵轴的负向对应于后拉杆操作；
所述X型尾翼具有四个在飞行器圆周方向上分布的舵面，每个舵面向下偏转为正。


3.根据权利要求1所述的X型尾翼指令解算方法，其特征在于，当所述操纵指令的δx＝0，δy＝0时，舵面的偏转指令为：σ1＝σ2＝σ3＝σ4＝0，其中σ1、σ2、σ3和σ4分别表示四个所述舵面的偏转角度。


4.根据权利要求1所述的X型尾翼指令解算方法，其特征在于，当所述操纵指令的δx＝0，δy≠0时，舵面的偏转指令为：σ1＝σ2＝σ3＝σ4＝σy。


5.根据权利要求1所述的X型尾...

【专利技术属性】
技术研发人员：陆鹏，周雷，庞成龙，徐健，涂晋，
申请(专利权)人：中国特种飞行器研究所，
类型：发明
国别省市：湖北;42