一种基于被控变量的结冰飞机控制方法技术

本说明书实施例公开了一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。本发明专利技术通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。用各线加速度计之间差值获取飞机角加速度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于被控变量的结冰飞机控制方法


[0001]本说明书涉及飞行控制领域，尤其涉及一种基于被控变量的结冰飞机控制方法。

技术介绍

[0002]飞机在含有大量过冷水滴的大气中飞行时，表面会聚集冰层，冰层主要集中在机翼、操纵面和进气道唇口等对气动特性影响显著的部位。结冰导致的飞机气动特性改变会使飞行品质下降，更为严重的可能导致飞机失控。
[0003]飞机结冰对飞机气动特性的影响主要体现在机身及平尾失速特性、飞行性能、稳定性和操纵性。实际飞行过程中结冰速度和积冰几何形状受飞行环境和气动部件外形综合影响，目前并不能做出很好的预测，尤其是积冰几何形状基本无法预测，很难精确判定积冰会对气动部件的外流场产生何种影响。
[0004]因此，需要提供一种适用于结冰状态的飞机的飞行控制方案。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于，提供一种适用于结冰状态的飞机的飞行控制方案。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术采用如下技术方案：
[0007]一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，包括：
[0008]确定飞机在三个控制通道上的控制变量：
[0009][0010]其中，LCV为横向控制变量，p
s
为稳定轴系下的滚转角速度，p为体轴系下的滚转角速度，r为体轴系下的偏航角速度，α为攻角；MCV为纵向控制变量，q为体轴系下的俯仰角速度，Q为动压，S为飞机参考面积，C
Lα
为升力线斜率，m为飞机质量，V
co
为俯仰角速度和法向加速度在纵向控制变量中比重相同时的速度；NCV为航向控制变量，β为侧滑角；
[0011]根据所述被控变量，结合增量动态逆原理，推导出对应上述被控变量的增量动态逆控制方法，实现通航飞机结冰状态的鲁棒控制，控制律中需要用到的角加速度信号通过安装于机身不同位置的线加速度计测量值解算得到。
[0012]本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到以下有益效果：
[0013]与现有技术相比，本专利技术通过线加速度和角加速度反馈的增量动态逆方法设计结冰飞机的控制律，飞机气动参数的改变都反映在线加速度和角加速度的变化里，当机身和舵面出现积冰引起飞机气动特性变化时，飞机闭环飞行品质不受影响。此外由于微分器对高频噪声有放大效应，本文没有直接通过角速度微分得到角加速度，而是采用在机身顶点配置低成本线加速度计的方式，利用各线加速度计之间差值解算出飞机角加速度。
附图说明
[0014]图1为本申请实施例所涉及的飞机外表的结冰形状示意图；
[0015]图2为本申请实施例中所提供的传感器的位置示意图；
[0016]图3a为本申请实施例所提供的纵向上的控制响应逻辑示意图，图3b为本申请实施例所提供的在横向上的控制响应逻辑示意图；
[0017]图4a至图4c为本申请实施例所提供的指令响应的三通道的仿真结果的示意图；
[0018]图5a至图5c为本申请实施例所提供的结冰状态与常规状态下本申请的方案和常规方案的三通道的对比示意图。
具体实施方式
[0019]为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本说明书中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0020]飞行过程中结冰速度和积冰几何形状受飞行环境和气动部件外形综合影响，目前并不能做出很好的预测，尤其是积冰几何形状基本无法预测，图1列出几种常见形状，从图中积冰形状和积冰位置看，积冰主要发生在气动部件前缘，会破环气动部件的外流场，不同冰型对流线的破环程度有较大的差异，其中角状冰对流场的破坏尤其严重，其导致的气动参数改变量比较大，有可能诱发飞机“海豚跳”，但很难精确判定积冰会对气动部件的外流场产生何种影响。
[0021]气动部件积冰导致飞机静稳定导数、舵面铰链力矩和操纵导数改变，会改变飞机飞行品质，进一部会导致严重的飞行问安全问题，因此需要克服飞机积冰带来的影响。
[0022]基于此，本申请实施例提供一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，具体包括：
[0023]步骤S201，确定飞机的角加速度
[0024]在本申请实施例中，需要使用状态变化率作为反馈信号，但是状态变化率往往不容易直接测量，以飞机动力学系统为例，状态变化率中的线加速度可通过加速度计直接测量，直接敏感角加速度的传感器由于量程和带宽受限，因此都采用间接方法来测量角加速度。
[0025]常见的角加速度间接测量方法本质上都是基于微分运算的，而微分运算会放大测量噪声，降低角加速度信号的信噪比，因此本文采用基于线加速度计和陀螺仪相结合的方法来获得飞机在质心上角加速度。
[0026]安装在机身上某处的线加速度可以下式表示：
[0027][0028]其中下标“cg”表示质心处的值，依据两个不同位置(i,j)线加速度相减可以得到角加速度满足如下关系：
[0029][0030]写成标量形式为
[0031][0032]其中
[0033][0034]显然式(3)左边矩阵的秩为2，因此一对线加速度传感器不足以直接计算出三轴角加速度，必须采用三个或三个以上的线加速度传感器布置在机身上，才可以计算出唯一的三轴角加速度值。考虑到一般运输类飞机机身实际几何形状，轴向和展向有较大的空间来布置线加速度传感器，参照式(2)，较大的相对距离可产生较大的线加速度差量，可降低线加速度计测量噪声对最终结果的影响。四个传感器的具体安装位置如图2中的所示，分别位于机翼两端、机头和机尾，其中
①
号和
③
号(即第一传感器和第三传感器)位于飞机对称面内，且z坐标相同，
②
号和
④
号(即第二传感器和第四传感器)的x坐标和z坐标。
[0035]参照式(2)和(3)，再结合上面传感器安装位置，可以计算出飞机的三轴角加速度。对
①
号和
③
号传感器而言，式(2)和(3)变为：
[0036][0037]对
②
号和
④
号传感器则有：
[0038][0039]偏航角加速度既可以采用
①
号和
③
号传感器计算得到，也可以通过
②
号和
④
号传感器得到，若将两者综合，则可以消除角速度测量误差对角加速度测量值的影响：
[0040][0041]为了让线加速度测量值能够计算出角加速度，因此线加速度传感器必须分散布置非质心位置，因此测得线加速度必须进行角速率修正，采用(1)式描述飞机质心处的线加速度a
cg
。
[0042]S203，根据所述在质心处的线加速度a
cg
，采用如下方式确定机在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于被控变量的结冰飞机控制方法，所述方法包括：确定飞机在三个控制通道上的控制变量：其中，LCV为横向控制变量，p
s
为稳定轴系下的滚转角速度，p为体轴系下的滚转角速度，r为体轴系下的偏航角速度，α为攻角；MCV为纵向控制变量，q为体轴系下的俯仰角速度，Q为动压，S为飞机参考面积，C
Lα
为升力线斜率，m为飞机质量，V
co
为俯仰角速度和法向加速度在纵向控制变量中比重相同时的速度；NCV为航向控制变量，β为侧滑角；根据所述控制变量输入相应指令，生成舵面指令以实现飞机的飞行控制。2.如权利要求1所述的方法，需要确定飞机角加速度包括：根据设置于非质心位置上的多个线加速...

【专利技术属性】
技术研发人员：程艳青，钱炜祺，王文正，周宇，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：