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公开(公告)号：CN114476094B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202111670742.1
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64D31/00
Abstract: 本申请提供了一种倾转旋翼机关键动力参数超限保护方法，包括：持续监控发动机关键动力参数，所述发动机关键动力参数包括燃气转速或换算燃气转速、动力转速、涡轮间温度、旋翼轴扭矩；当所述发动机关键动力参数任一达到最大限制值时，生成超限标识；当发动机控制系统探测到超限标识后，限制总距指令进一步增加；若在预定时间内超限标识未消除，则以预定速率降低总距，改出发动机关键动力参数的超限状态；若预定时间内的总距增量为负值，则限制总距减少速率，防止减距过快造成转速二次超限。本申请的方法可以实现对发动机工作状态进行边界保护，防止发动机长时间工作在超限状态而造成损坏，危及飞行安全。
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公开(公告)号：CN117622473A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311690211.8
申请日：2023-12-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C13/50
Abstract: 本发明属于飞机飞行控制领域，具体涉及飞机飞行控制系统的一种控制方法，其描述了输入和输出的相对关系，其中输入为操纵装置偏度，输出为飞机响应指令；其中，在杆正偏度区间内，当操纵装置偏度输入由0到满行程xf的过程中，输出与输入的关系包括恒为0的间隙段xd、线性相关段和二次线性相关段，其中线性相关段的末端和二次线性相关段首端相切；杆负偏度区间内的输出与杆正偏度区间内的输出相反，本申请可以兼顾飞机最大机动要求和精确操纵的预期梯度；全行程内响应指令与操纵装置偏度的相对关系为平滑过渡、没有拐点。
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公开(公告)号：CN112623192B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011612524.8
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明属于飞机飞行控制领域，提供一种飞机方向舵自动配平控制方法，涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机在定常盘旋时自动实现协调转弯，非对转螺旋桨飞机在定常盘旋时减小侧滑角，非对转螺旋桨飞机、多发飞机单发失效在机翼水平时自动保持飞行航向。技术方案包括：将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。
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公开(公告)号：CN114476094A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111670742.1
申请日：2021-12-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64D31/00
Abstract: 本申请提供了一种倾转旋翼机关键动力参数超限保护方法，包括：持续监控发动机关键动力参数，所述发动机关键动力参数包括燃气转速或换算燃气转速、动力转速、涡轮间温度、旋翼轴扭矩；当所述发动机关键动力参数任一达到最大限制值时，生成超限标识；当发动机控制系统探测到超限标识后，限制总距指令进一步增加；若在预定时间内超限标识未消除，则以预定速率降低总距，改出发动机关键动力参数的超限状态；若预定时间内的总距增量为负值，则限制总距减少速率，防止减距过快造成转速二次超限。本申请的方法可以实现对发动机工作状态进行边界保护，防止发动机长时间工作在超限状态而造成损坏，危及飞行安全。
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公开(公告)号：CN109460048B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201811305760.8
申请日：2018-11-02
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：步骤一，确定控制律架构；步骤二，确定反馈信号；步骤三，确定俯仰角速率及法向过载信号权限；步骤四，确定告警迎角αsign；步骤五，确定逻辑运算结果SW_AOA；步骤六，确定增益参数，本发明根据飞机飞行速度及飞机状态变化，通过比例积分环节自动配平升降舵或平尾，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定，减轻飞行员操作负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全；本发明不需要对任何飞机操纵机构或控制系统进行改造，可直接采用本发明的控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105947186B
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201610374468.6
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 赵海
Abstract: 本发明公开了一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步骤：S1,确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果；S2，确定迎角逻辑运算结果；S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置；S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果；S5，确定补偿需要的纵向位移指令；S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1、S2、S4中的结果均满足要求时，选取步骤S5的纵向位移指令Xe_need_cmd进行补偿，否则不进行补偿。本发明在平飞加速或减速过程中通过自动推杆或拉杆调整飞机法向过载为平飞法向过载，不仅很好地减轻飞行员负担，而且极大地提高了中性速度稳定的性能。
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公开(公告)号：CN105947186A
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201610374468.6
申请日：2016-05-31
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
Inventor： 赵海
Abstract: 本发明公开了一种中性速度稳定性补偿控制方法，包含以下步骤：S1,确定驾驶杆或驾驶盘纵向位移逻辑运算结果；S2，确定迎角逻辑运算结果；S3，确定平飞加速或减速之前的油门杆偏度位置；S4，确定油门杆偏度差逻辑运算结果；S5，确定补偿需要的纵向位移指令；S6，确定补偿逻辑运算：当步骤S1、S2、S4中的结果均满足要求时，选取步骤S5的纵向位移指令Xe_need_cmd进行补偿，否则不进行补偿。本发明在平飞加速或减速过程中通过自动推杆或拉杆调整飞机法向过载为平飞法向过载，不仅很好地减轻飞行员负担，而且极大地提高了中性速度稳定的性能。
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公开(公告)号：CN112650202B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011612114.3
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明属于航空飞行控制领域，公开了一种飞机过载保护控制方法。本发明在已有的过载保护功能控制律的基础上，通过记录纵向杆位移突破中立位置时刻的飞机俯仰角数值，通过插值运算自动调整指令成型中的过载限制值，结合反馈支路实现过载保护功能。本发明在飞机任意俯仰角时迅速满拉杆或满推杆操纵飞机急剧机动过程中确保飞机过载不超过所要求的限制值，同时确保飞机具有最大机动能力，不仅很好地减轻飞行员负担及心里压力，而且极大地提高了过载保护功能的性能。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的过载保护控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。
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公开(公告)号：CN114560073A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202111652792.7
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C13/00
Abstract: 本申请涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。此外，涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：方向舵偏转配平单元，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。
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公开(公告)号：CN114560073B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202111652792.7
申请日：2021-12-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC: B64C13/00
Abstract: 本申请涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制方法，包括：构建不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表；根据插值表，得出方向舵偏转控制角，生成相应的方向舵偏转控制信号；将方向舵偏转控制信号接入方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。此外，涉及一种螺旋桨飞机滑流预感知方向舵偏转控制系统，包括：方向舵偏转配平单元，内置不同襟翼偏度下动压、迎角、轴向过载的方向舵偏转控制角的插值表，接入襟翼偏度信号、动压信号、迎角信号、轴向过载信号，根据插值表，得出方向舵偏转控制角，输出相应的方向舵偏转控制信号，将方向舵偏转控制信号输入到方向舵控制系统，控制方向舵进行偏转。(56)对比文件荆志伟等.考虑螺旋桨滑流影响的垂尾飞行载荷设计.航空计算技术.2016,第46卷(第2期),第76-79页.
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