技术领域
[0001] 本
发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机增升装置控制方法。
背景技术
[0002] 增升装置，也即高升
力装置，主要由前缘缝翼和
后缘襟翼组成，其主要功能是在起降阶段增升增阻，尤其对于
起飞阶段还要提供较大的
升阻比，所以其在起降阶段的操作尤为重要。
高升力装置的操纵需要与飞行状态完全对应，满足飞机速度要求，否则可能会引起灾难性事故。例如起飞过程：起飞前应先放下高升力装置至起飞偏
角来增大机翼面积、增加飞机升力，在达到一定起飞高度和速度后，才允许收起，减小阻力，继续爬升。此时若过早收起高升力装置，则会引起升力不足，高度下降，甚至
失速。
[0003] 当前国内对飞机高升力装置的操纵都是通过飞行员手动操纵高升力装置控制
手柄，从而控制高升力装置
驱动器来控制高升力装置的收起或放下。在整个过程中，高升力装置完全由飞行员参照当前
飞行仪表提供的飞行状态来操纵，工作负担繁重，一旦出现飞行员误操纵时，高升力装置构型将与飞行速度不匹配，且无法快速调整至合理偏角，影响飞行安全。
[0004] 因此在飞控系统设计时必须对可能出现的飞行员操作或飞机本体安全问题进行全面的分析，并建立排除这些安全隐患的方法，使飞控系统具备一种在出现错误操作的情况下，及时有效地代替飞行员正确控制高升力装置的功能。
发明内容
[0005] 本发明的目的是：提供一种可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵，即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正的飞机增升装置控制方法。
[0006] 本发明的技术方案是：一种飞机增升装置控制方法，所述增升装置包括前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ，所述增升装置至少包括巡航X、起飞Y和着陆Z三种构型，所述前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ的控制方法一致，包括以下步骤：
[0007] 步骤一、确定速度限制要求：根据适航标准CCAR-25部中B部分性能要求，选取飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最小失速速度要求VSmin；
[0008] 根据已知的飞机机翼结构强度要求，确定飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最大允许速度要求VSmax；
[0009] 这两个要求数值以不同倍数的失速速度VS表达，所以VSmin＝K1VS，VSmax＝K2VS，其中K1为最小失速速度与失速速度的倍数，K2为最大允许速度与失速速度的倍数；
[0010] 步骤二、分别计算增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机失速速度VS：
[0011]
[0012] 其中，G表示飞机重量，ρ表示当前高度空气
密度，Cymax表示增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机最大升力系数，S表示飞机机翼面积；
[0013] 步骤三、计算飞机在保持速度限制要求平飞时的所需升力系数：增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别通过如下公式计算飞机保持最小失速速度要求平飞时的所需升力系数Cy_need_min；
[0014]
[0015] 同理，增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别计算飞机保持最大允许速度要求平飞时的所需升力系数Cy_need_max；
[0016]
[0017] 步骤四、获得最小失速速度边界线和最大允许速度边界线：以步骤三计算的三种构型下的Cy_need_min的三个值作为横坐标上的2、5、6点，以相对应的增升装置三种构型的偏角作为纵坐标上的7、8、9点，分别得到三个坐标点（2，7）、（5，8）、（6，9），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最小失速速度边界线c和d线；同理，在同一
坐标系中，保持纵坐标不变，以步骤三计算的三种构型下的Cy_need_max的三个值作为横坐标上的1、3、4点，分别得到三个坐标点（1，7）、（3，8）、（4，9），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最大允许速度边界线a和b线；
[0018] 步骤五、计算飞机当前平飞所需升力系数Cy：
[0019]
[0020] VI为飞机指示
空速，由
传感器直接采集；
[0021] 步骤六、计算增升装置的合理偏角：
[0022] （1）、当前增升装置在巡航
位置，增升装置的合理偏角为：
[0023] 1）若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0024] 2）若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在c线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0025] （2）、当前增升装置在起飞位置，增升装置的合理偏角为：
[0026] 1）若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0027] 2）若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值且大于3点的数值，增升装置合理偏角为起飞偏角也即8点；
[0028] 3）若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0029] （3）当前增升装置在着陆位置，增升装置的合理偏角为：
[0030] 1）若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0031] 2）若Cy数值大于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在b线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0032] 步骤七、判断飞行员对增升装置操纵的正确性，并对增升装置进行自动控制：将步骤六中增升装置合理偏角的计算结果与当前增升装置偏角进行比对，若相等则说明当前增升装置偏角正确，保持当前偏角；若不相等，则说明此时增升装置构型与当前飞行速度不符合，飞行员操作错误，则将合理偏角
信号发送给增升装置驱动器，使增升装置偏转至计算出的合理增升装置偏角位置；
[0033] 步骤八、在飞机飞行过程中，随着飞机飞行速度的变化，连续实施步骤一到步骤七，直至增升装置完全和当前飞行速度符合。
[0034] 本发明的优点是：本发明在传统简单的高升力装置控制方法
基础上，增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。该方法不仅可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵。即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正，减轻飞行员飞行负担，提高飞行性能，避免飞机出现危机飞行安全的情况，而且该方法不需要对任何飞机操纵机构或高升力装置进行改造，可直接在高升力装置
控制器中增加该
算法，节约改造成本、缩短研发周期。
附图说明
[0035] 图1是飞机增升装置示意图；
[0036] 其中：
[0037] Ⅰ是前缘缝翼
[0038] Ⅱ是后缘襟翼
[0039] 图2是增升装置三种构型示意图；
[0040] 其中：
[0041] X是增升装置巡航构型
[0042] Y是增升装置起飞构型
[0043] Z是增升装置着陆构型
[0044] 图3是增升装置收放控制原理示意图
[0045] 1是增升装置在巡航构型下，保持最大允许速度要求平飞时所需升力系数[0046] 2是增升装置在巡航构型下，保持最小失速速度要求平飞时所需升力系数[0047] 3是增升装置在起飞构型下，保持最大允许速度要求平飞时所需升力系数[0048] 4是增升装置在着陆构型下，保持最大允许速度要求平飞时所需升力系数[0049] 5是增升装置在起飞构型下，保持最小失速速度要求平飞时所需升力系数[0050] 6是增升装置在着陆构型下，保持最小失速速度要求平飞时所需升力系数[0051] 7是增升装置巡航构型偏角度数
[0052] 8是增升装置起飞构型偏角度数
[0053] 9是增升装置着陆构型偏角度数
[0054] a是增升装置在巡航和起飞构型下确定的最大允许速度边界线
[0055] b是增升装置在起飞和着陆构型下确定的最大允许速度边界线
[0056] c是增升装置在巡航和起飞构型下确定的最小失速速度边界线
[0057] d是增升装置在起飞和着陆构型下确定的最小失速速度边界线
具体实施方式
[0058] 下面结合附图及实例对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图3。
[0059] 本发明的原理是：飞机增升装置的收放通过飞行速度进行限制：大速度时，增升装置若保持较大偏角，则会超出机翼结构强度限制，引起结构破坏；小速度时，增升装置若保持较小偏角，则会引起飞机升力不足，甚至导致飞机失速，所以在进行增升装置控制时，采用大速度的结构强度要求和小速度的失速要求作为限制。这两个速度限制要求都是以失速速度的倍数形式给出，而失速速度是随飞行状态和增升装置构型变化的数值，无法通过当前速度与这两个速度要求比较，直接获得合理的增升装置偏角。所以需要找到飞机在达到速度要求时，某个表征飞机速度的量值和增升装置偏角的关系，通过当前飞机速度得到合理的增升装置偏角。
[0060] 本发明的思路是：在已知机翼面积和飞行高度时，升力仅是一个与飞行速度和升力系数相关的量值。当飞机以某一重量保持平飞时，升力等于重力，此时的升力系数，也即平飞所需升力系数仅与当前飞机速度成反比。
[0061] 以结构强度限制的最大允许速度要求和适航标准中的最小失速速度要求作为控制增升装置的速度限制，飞机在每个增升装置构型下，以这两个速度要求平飞时，可计算出不同构型下、不同速度要求的平飞所需升力系数。通过这些系数和对应的增升装置构型的偏角度数，确定出飞机的最小失速速度边界线和最大允许速度边界线。飞机在飞行中，实时根据指示空速计算当前平飞所需升力系数，在这两条边界线组成的区域中确定出与当前飞行状态匹配的合理的增升装置偏角。再将合理的偏角与当前增升装置偏角进行比较，若两者一致，说明操作正确，若两者不一致，说明操作不正确，应将增升装置偏转到计算出的合理位置，此过程持续到增升装置偏角和当前飞行速度完全匹配为止。
[0062] 本发明的具体内容是：一种飞机增升装置控制方法，所述增升装置包括前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ，所述增升装置至少包括巡航X、起飞Y和着陆Z三种构型，所述前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ的控制方法一致，包括以下步骤：
[0063] 步骤一、确定速度限制要求：根据适航标准CCAR-25部中B部分性能要求，选取飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最小失速速度要求VSmin；
[0064] 根据已知的飞机机翼结构强度要求，确定飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最大允许速度要求VSmax；
[0065] 这两个要求数值以不同倍数的失速速度VS表达，所以VSmin＝K1VS，VSmax＝K2VS，其中K1为最小失速速度与失速速度的倍数，K2为最大允许速度与失速速度的倍数；
[0066] 步骤二、分别计算增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机失速速度VS：
[0067]
[0068] 其中，G表示飞机重量，ρ表示当前高度空气密度，Cymax表示增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机最大升力系数，S表示飞机机翼面积；
[0069] 步骤三、计算飞机在保持速度限制要求平飞时的所需升力系数：增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别通过如下公式计算飞机保持最小失速速度要求平飞时的所需升力系数Cy_need_min；
[0070]
[0071] 同理，增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别计算飞机保持最大允许速度要求平飞时的所需升力系数Cy_need_max；
[0072]
[0073] 步骤四、获得最小失速速度边界线和最大允许速度边界线：以步骤三计算的三种构型下的Cy_need_min的三个值作为横坐标上的2、5、6点，以相对应的增升装置三种构型的偏角作为纵坐标上的7、8、9点，分别得到三个坐标点（2，7）、（5，8）、（6，9），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最小失速速度边界线c和d线；同理，在同一坐标系中，保持纵坐标不变，以步骤三计算的三种构型下的Cy_need_max的三个值作为横坐标上的1、3、4点，分别得到三个坐标点（1，7）、（3，8）、（4，9），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最大允许速度边界线a和b线；
[0074] 步骤五、计算飞机当前平飞所需升力系数Cy：
[0075]
[0076] VI为飞机指示空速，由传感器直接采集；
[0077] 步骤六、计算增升装置的合理偏角：
[0078] （1）、当前增升装置在巡航位置，增升装置的合理偏角为：
[0079] 1）若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0080] 2）若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在c线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0081] （2）、当前增升装置在起飞位置，增升装置的合理偏角为：
[0082] 1）若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0083] 2）若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值且大于3点的数值，增升装置合理偏角为起飞偏角也即8点；
[0084] 3）若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0085] （3）当前增升装置在着陆位置，增升装置的合理偏角为：
[0086] 1）若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
[0087] 2）若Cy数值大于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在b线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
[0088] 步骤七、判断飞行员对增升装置操纵的正确性，并对增升装置进行自动控制：将步骤六中增升装置合理偏角的计算结果与当前增升装置偏角进行比对，若相等则说明当前增升装置偏角正确，保持当前偏角；若不相等，则说明此时增升装置构型与当前飞行速度不符合，飞行员操作错误，则将合理偏角信号发送给增升装置驱动器，使增升装置偏转至计算出的合理增升装置偏角位置。
[0089] 步骤八、在飞机飞行过程中，随着飞机飞行速度的变化，连续实施步骤一到步骤七，直至增升装置完全和当前飞行速度符合。
[0091] 以增升装置中的后缘襟翼在起飞阶段控制为例，以下简称襟翼，计算过程中所用2
到得飞机数据有：飞机重量130000kg，机翼面积280m，襟翼巡航构型偏角度数0°，起飞构型偏角度数20°，着陆构型偏角度数40°，飞机巡航构型下最大升力系数1.50，起飞构型最大升力系数2.64，着陆构型最大升力系数3.07；当前飞机处于起飞阶段，襟翼在起飞构
3
型偏角20°，指示空速90m/s，飞行高度300m，此高度大气密度为1.19kg/m。
[0092] 步骤一、根据适航标准CCAR-25部中B部分性能要求，确定飞机巡航构型最小失速速度为1.3VS，起飞构型最小失速速度为1.2VS，着陆构型最小失速速度为1.2VS；根据飞机结构强度设计专业对最大允许速度的要求，确定飞机在巡航、起飞和着陆构型下的最大允许速度均为1.6VS；
[0093] 步骤二、分别根据飞机在巡航、起飞和着陆构型下的最大升力系数，计算襟翼在三种构型下的失速速度：飞机在巡航构型失速速度为71.40m/s,起飞构型失速速度为53.82m/s,着陆构型失速速度为49.91m/s；
[0094] 步骤三、计算出飞机以襟翼巡航构型保持最小失速速度要求1.3VS平飞时所需升力系数为0.89，即点2；以襟翼起飞构型保持最小失速速度要求1.2VS平飞时所需升力系数为1.83，即点5，以襟翼着陆构型保持最小失速速度要求1.2VS平飞时所需升力系数为2.13，即点6；飞机以襟翼巡航构型保持最大允许速度要求1.6VS平飞时所需升力系数为
0.59，即点1，以襟翼起飞构型保持最大允许速度要求1.6VS平飞时所需升力系数为1.03，即点3，以襟翼着陆构型保持最大允许速度要求1.6VS平飞时所需升力系数为1.20，即点4；
[0095] 步骤四、以步骤三计算出的三种构型下的保持最小失速速度要求平飞时所需升力系数作为横坐标上的2、5、6点，以相对应的增升装置三种构型的偏角作为纵坐标上的7、8、9点，分别得到三个坐标点（0.89，0）、（1.83，0）、（2.13，0），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，确定出飞机最小失速速度边界线c和d线；以步骤三计算出的三种构型下的保持最大允许速度要求平飞时所需升力系数作为横坐标上的1、3、4点，以相对应的增升装置三种构型的偏角作为纵坐标上的7、8、9点，分别得到三个坐标点（0.59，0）、（1.03，0）、（1.20，0），将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，确定出飞机最大允许速度边界线a和b线；
[0096] 步骤五、飞机以指示空速90m/s的速度飞行在300m高度时的平飞所需升力系数为0.94；
[0097] 步骤六：当前襟翼在起飞构型，将步骤五中所计算的平飞所需升力系数与横坐标中的1.03即3点比较发现，0.94小于1.03，那么襟翼的合理偏角为以0.94在a线上插值出的偏角。通过（0.59，0）和（1.03，20）两个坐标点计算a线斜率，以0.94为横坐标在a线上插值出的偏角等于a线斜率乘以0.94，即15.9°。
[0098] 步骤七：计算出的合理襟翼偏角度数为15.9°，当前襟翼在起飞构型即20°，说明当前襟翼偏角不正确，将襟翼偏转至15.9°度的位置。
[0099] 步骤八：起飞过程是收襟翼过程，随着速度的继续变化，替换步骤五中的飞行高度和飞行速度，重复步骤一到步骤七，得到连续的合理襟翼偏角，此计算过程持续到襟翼完全收起至巡航偏角，即完成起飞过程襟翼的控制。
