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公开(公告)号：CN118131804A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410199865.9
申请日：2024-02-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明实施例公开了一种大型水陆两栖飞机滚转角跟踪与限制的解耦控制方法，包括：通过滚转角保持功能，形成滚转角保持指令；通过滚转角限制功能，生成滚转角限制指令；将驾驶员的操纵滚转角变化率指令，与滚转角保持指令和滚转角限制指令进行叠加得到惯性坐标系下的滚转角变化率指令；对机体坐标系下的滚转角速率进行解耦计算，得到惯性坐标系下的滚转角变化率反馈，并与滚转角变化率指令进行混合计算得到滚转角变化率混合指令；将滚转角变化率指令经过前向支路后生成的前向支路控制指令，与滚转角变化率混合指令分别通过比例支路和积分支路后得到的比例支路控制指令和积分支路控制指令叠加后，经过限幅处理生成副翼滚转指令。
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公开(公告)号：CN109675305A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811485806.9
申请日：2018-12-05
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
IPC: A63F13/50 , A63F13/803
CPC classification number: A63F13/50 , A63F13/803 , A63F2300/8082
Abstract: 本发明属于飞行模拟技术，提供一种应用unreal 4引擎开发的桌面飞行仿真验证方法，包括：步骤1：生成飞机三通道操纵信号和油门控制信号，传输给飞机仿真机1；步骤2：飞机仿真机1接收到飞机三通道操纵信号和油门控制信号，送入飞机数字仿真模型进行计算，生成飞机的位置信号、姿态信号、舵面偏转信号、火控信号，并通过编写的TCP接口协议传输给视景显示机2；步骤3：视景显示机2接收到来自飞机仿真机1的飞机的位置信号、姿态信号，并应用于飞机的位置、姿态显示；将舵面偏转信号应用于飞机的舵面偏转显示；将飞机的火控信号应用于飞机的航炮控制；将飞机的位置信号、姿态信号、舵面偏转信号、火控信号显示于各种UI交互界面上。
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公开(公告)号：CN106347636A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610780943.X
申请日：2016-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 , 石家庄海山航空电子科技有限公司
Abstract: 本发明属于飞行控制技术，提出一种推杆失速保护控制方法，包括：计算推杆失速保护的最终杆位移指令，所述最终杆位移指令初始化为零，实时运行时推杆指令来解算：如果推杆指令减当前的杆位移指令大于预先设置的速度门限上限，则输出的杆位移指令等于推杆指令加该速度门限上限，如果推杆指令减当前的杆位移指令小于预先设置的速度门限下限，则输出指令等于输入指令加该速度门限下限，其他情况下，最终杆位移指令等于推杆指令；最后如果最终杆位移指令不超过预先设定上下限值，则输出最终杆位移指令，如果超出上限值，则输出上限值，如果超出下限值，则输出下限值。
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公开(公告)号：CN117902036A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410199867.8
申请日：2024-02-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
Abstract: 本发明实施例公开了一种大型水陆两栖四发涡桨飞机的转弯升力补偿控制方法，包括：步骤1，根据滚转角、滚转角速度和俯仰角，计算生成滚转角综合指令；步骤2，根据滚转角、滚转角速度和俯仰角，以及步骤1计算得到得的滚转角综合指令，计算得到飞机转弯时的转弯升力补偿指令；其中，所述步骤2计算转弯升力补偿指令的过程中，通过对飞机左右滚转的升力补偿量进行不对称修正，用以抵消四发涡桨发动机滑流对飞机气动力产生的影响。本发明实施例提供的技术方案解决了大型水陆两栖四发涡桨飞机，有可能发生飞机高度将迅速下降的现象，从而导致严重影响飞行安全的问题。
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公开(公告)号：CN106347636B
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201610780943.X
申请日：2016-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 , 石家庄海山航空电子科技有限公司
Abstract: 本发明属于飞行控制技术，提出一种推杆失速保护控制方法，包括：计算推杆失速保护的最终杆位移指令，所述最终杆位移指令初始化为零，实时运行时推杆指令来解算：如果推杆指令减当前的杆位移指令大于预先设置的速度门限上限，则输出的杆位移指令等于推杆指令加该速度门限上限，如果推杆指令减当前的杆位移指令小于预先设置的速度门限下限，则输出指令等于输入指令加该速度门限下限，其他情况下，最终杆位移指令等于推杆指令；最后如果最终杆位移指令不超过预先设定上下限值，则输出最终杆位移指令，如果超出上限值，则输出上限值，如果超出下限值，则输出下限值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118131806A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410199873.3
申请日：2024-02-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明实施例公开了一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法，控制系统中并联的直接通道，比例通道、积分通道和阻尼通道，分别用于生成直接通道、比例通道、积分通道和阻尼通道升降舵指令，从而综合形成输出的升降舵指令；积分通道在拉平模式接通后，将纵向积分器进行冻结；并且对冻结的纵向积分器指令进行容错性处理，以在安全积分器冻结范围使得冻结的纵向积分器指令保持在当前值，或者，将冻结的纵向积分器指令淡化至安全积分器冻结范围的冻结边界值。本发明实施例提供的技术方案解决了大型水陆两栖飞机在着水过程中实现姿态控制的难度非常大，从而导致飞机可能会在水面上出现海豚运动，危及飞行安全的问题。
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公开(公告)号：CN118062225A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410199872.9
申请日：2024-02-23
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
IPC: B64C13/50
Abstract: 本发明实施例公开了一种大型水陆两栖飞机的襟翼构型变化补偿控制方法和系统，包括：获取飞机在不同襟翼角度下，气动升力系数随迎角的变化关系；根据襟翼是否故障选择相应的襟翼信号；以选取的襟翼信号作为输入变量，插值得到迎角增量补偿值，通过对迎角增量补偿值进行高通滤波和限幅，并乘以不同增益，得到襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令；将襟翼角度变化时不同纵向支路的补偿指令对应接入相应纵向控制律中，以实现襟翼角度变化时的补偿功能。本发明的技术方案解决了现有大型水陆两栖飞机在飞行过程中会使飞机气动特性发生较大改变，从而导致飞机产生较为急剧的抬头或低头趋势，增加飞行员操作负担，对于驾驶感受产生不利影响等问题。
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公开(公告)号：CN115793684A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211411196.4
申请日：2022-11-11
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
Abstract: 本申请提供一种折叠机翼变体飞机的飞行控制方法及装置，属于飞行控制系统技术领域。该方法根据折叠机翼变体飞机的初始静态构型确定初始动态构型，根据飞机当前拍和上一拍的状态信号估计初始动态构型中的变构型扰动项；根据变构型扰动项和驾驶员当前拍的操纵指令信号，得到补偿控制律指令；根据飞机当前拍的状态信号和驾驶员当前拍的操纵指令信号，得到主控制律指令；将补偿控制律指令和主控制律指令相加，得到飞行控制指令，并将飞行控制指令发送至舵机。实现变形过程的构型识别和稳定控制，并且具有响应快速，鲁棒性好，精度高和适用性广的特点。
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公开(公告)号：CN106372307B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201610780944.4
申请日：2016-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
Abstract: 本发明属于飞行控制技术，提供一种基于气动模型的民机气流角估计方法，包括：步骤1：计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；步骤4：得到关于迎角的一元N次多项式；得到关于侧滑角的一元M次多项式；步骤5：将若干个关于迎角的一元N次多项式参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将若干个关于侧滑角的一元M次多项式参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。
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公开(公告)号：CN106372307A
公开(公告)日：2017-02-01
申请号：CN201610780944.4
申请日：2016-08-30
Applicant: 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明属于飞行控制技术，提供一种基于气动模型的民机气流角估计方法，包括：步骤1：计算飞机总升力系数CL和总侧力系数CY，步骤2：利用气动力风洞试验得到各部件产生的气动力系数的插值表；步骤3：将各部件产生的气动力分别进行分类；步骤4：得到关于迎角的一元N次多项式；得到关于侧滑角的一元M次多项式；步骤5：将若干个关于迎角的一元N次多项式参数叠加得到总的关于迎角的一元N次多项式；将若干个关于侧滑角的一元M次多项式参数叠加得到总的关于侧滑角的一元M次多项式；步骤6：通过一元N次多项式反求出迎角；通过一元M次多项式反求出侧滑角；步骤7：根据迎角和侧滑角的实际取值范围即可确定实时迎角和侧滑角。
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