CN111026159A - 一种直升机飞控系统bc反航道导航功能的实现方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，包括(1)预选航迹CRS旋钮选择着陆方向，(2)当满足以下两种条件之一时，BC功能属于就绪状态；条件1：LOC偏差＞2.5dot；条件2：0.33dot≤LOC偏差≤2.5dot且预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值不大于25°；(3)当同时满足以下两种条件时，BC功能属于截获状态，控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行；条件1：0.33dot≤LOC偏差≤2.5dot；条件2：25°≤预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值≤90°；(4)当LOC偏差α＜0.33dot时，飞控系统BC功能属于跟踪状态。
Description
技术领域
本发明属于航空飞行器自动飞行控制技术，涉及一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法。
背景技术
在民用航空领域，一般小型机场为了节约资金，仅在飞机跑道的一侧建立ILS 仪表着陆系统，其中包含对准跑道中心线的LOC航道信号，指示飞机降落角度的GS下滑信号，与跑道入口之间的距离信号，通过这些信号可以引导直升机自动进场至低高度，进而手动着陆。
如果是从机场正向着陆跑道的另一侧进场的话，则无法使用上述信号，但是可以使用LOC航道信号，来反向引导飞机对准飞机跑道，导航至机场上空，人工操纵飞机下降高度直至着陆，即BC反航道导航功能。
目前国内已知运营的轻型民用直升机要么无BC功能，要么有BC功能按钮但被禁止，同时也未检索到轻型民用直升机BC反航道导航功能实现方法的公开文献。
发明内容
本发明的目的是：提出一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，满足了轻型民用直升机BC反航道导航功能的需要。
本发明的技术方案是：
一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，包括以下步骤：
步骤1：首先通过直升机上的预选航迹CRS旋钮选择着陆方向，即反航道方向；
步骤2：准备阶段：当满足以下两种条件之一时，BC功能属于“就绪”状态，但不控制直升机；
条件1：直升机LOC偏差>2.5dot；
条件2：“0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot”且“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值不大于25°”；
步骤3：截获阶段：当同时满足以下两种条件时，BC功能属于“截获”状态，控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行；
条件1：0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot；
条件2：25°≤预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值≤90°；
步骤4：跟踪阶段：当直升机上的LOC偏差α<0.33dot时，飞控系统BC功能属于“跟踪”状态，控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合。
步骤3所述的控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行，包括以下步骤：
步骤3.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1；
步骤3.2计算截获阶段直升机LOC偏差输出值V2；
步骤3.3计算截获阶段直升机横滚角控制量V3；
步骤3.4将截获阶段直升机横滚角控制量V3送入飞控系统横滚通道，控制直升机沿“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值等于25°”飞行，直升机接近飞机场跑道，此过程中直升机LOC偏差逐渐变小。
步骤3.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1，具体为：计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值，对差值进行增减环节处理，处理后的差值乘以系数K1，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1。
所述的对差值进行增减环节处理，具体为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变。
步骤3.2所述的计算直升机LOC偏差输出值V2，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K2，之后对乘积结果进行±25限幅处理，得到直升机LOC偏差输出值V2。
步骤3.3所述的计算截获阶段直升机横滚角控制量V3，具体为：将V1和 V2相加后，进行空速调参限幅，得到截获阶段直升机横滚角控制量V3，截获阶段直升机横滚角控制量V3的限幅值与直升机空速成正比。
步骤4所述的控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合，具体包括以下步骤：
步骤4.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4；
步骤4.2计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5；
步骤4.3计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6；
步骤4.4将跟踪阶段直升机横滚角控制量V6送入飞控系统横滚通道，通过横滚通道控制直升机的航向沿预选航迹CRS飞行。
步骤4.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值 V4，具体为：计算当前磁航向ψR与预选航迹CRS之间的偏差；对偏差值进行增减环节处理，增减环节处理方式为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变，对处理后的偏差进行K3*s/K3*s+1微分环节处理，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4。
步骤4.2所述的计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K4，之后对乘积结果进行±10限幅处理，得到跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5。
步骤4.3所述的计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，具体为：将前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4和跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5相加后，进行空速调参限幅，得到跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，跟踪阶段直升机横滚角控制量V6的限幅值与直升机空速成正比。
本发明的优点是：提出一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，在轻型民用直升机上实现了BC反航道导航功能，满足了轻型民用直升机BC反航道导航功能的需要。
附图说明
图1是本发明的功能原理框图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图1，一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，包括以下步骤：
步骤1：首先通过直升机上的预选航迹CRS旋钮选择着陆方向，即反航道方向；
步骤2：准备阶段：当满足以下两种条件之一时，BC功能属于“就绪”状态，但不控制直升机；
条件1：直升机LOC偏差>2.5dot；
条件2：“0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot”且“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值不大于25°”；
步骤3：截获阶段：当同时满足以下两种条件时，BC功能属于“截获”状态，控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行；
条件1：0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot；
条件2：25°≤预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值≤90°；
步骤4：跟踪阶段：当直升机上的LOC偏差α<0.33dot时，飞控系统BC功能属于“跟踪”状态，控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合。
步骤3所述的控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行，包括以下步骤：
步骤3.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1；
步骤3.2计算截获阶段直升机LOC偏差输出值V2；
步骤3.3计算截获阶段直升机横滚角控制量V3；
步骤3.4将截获阶段直升机横滚角控制量V3送入飞控系统横滚通道，控制直升机沿“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值等于25°”飞行，直升机接近飞机场跑道，此过程中直升机LOC偏差逐渐变小。
步骤3.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1，具体为：计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值，对差值进行增减环节处理，处理后的差值乘以系数K1，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1。
所述的对差值进行增减环节处理，具体为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变。
步骤3.2所述的计算直升机LOC偏差输出值V2，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K2，之后对乘积结果进行±25限幅处理，得到直升机LOC偏差输出值V2。
步骤3.3所述的计算截获阶段直升机横滚角控制量V3，具体为：将V1和V2相加后，进行空速调参限幅，得到截获阶段直升机横滚角控制量V3，截获阶段直升机横滚角控制量V3的限幅值与直升机空速成正比。
步骤4所述的控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合，具体包括以下步骤：
步骤4.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4；
步骤4.2计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5；
步骤4.3计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6；
步骤4.4将跟踪阶段直升机横滚角控制量V6送入飞控系统横滚通道，通过横滚通道控制直升机的航向沿预选航迹CRS飞行。
步骤4.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值 V4，具体为：计算当前磁航向ψR与预选航迹CRS之间的偏差；对偏差值进行增减环节处理，增减环节处理方式为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变，对处理后的偏差进行K3*s/K3*s+1微分环节处理，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4。
步骤4.2所述的计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K4，之后对乘积结果进行±10限幅处理，得到跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5。
步骤4.3所述的计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，具体为：将前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4和跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5相加后，进行空速调参限幅，得到跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，跟踪阶段直升机横滚角控制量V6的限幅值与直升机空速成正比。
实施例1，以某直升机为例，假设通过预选航迹CRS旋钮选择着陆方向为90°，直升机当前磁航向为45°，空速为160kn，当前LOC偏差为3dot
就绪阶段：
大于2.5dot，因此BC功能属于就绪状态，飞控系统不控制直升机，直升机保持当前磁航向继续飞行，在这过程中LOC偏差将逐渐减小。
截获阶段：
当LOC偏差减小到2.5dot时，CRS预选航迹90°与ψR当前磁航向45°的差值为90°-45°＝45°，符合截获条件，因此飞控系统的BC功能转入截获阶段，截获阶段的控制计算如下：
a)ψR当前磁航向45°与CRS预选航迹90°的差值为45°-90°＝-45°,选取K1 系数1，V1＝45°*K1＝45
b)选取K2系数-30，V2＝2.5dot*(-30)＝-75°，因超过±25限幅，因此V2被限幅，V2＝-25
c)V3＝V1+V2＝45-25＝20
d)V3被送至飞控系统横滚通道，控制横滚角为20°右转弯，使得直升机的磁航向逐渐增大向CRS的90°靠近，在这过程中LOC偏差将逐渐减小。
跟踪阶段：
当LOC偏差减小到0.33dot时，符合跟踪条件，因此飞控系统的BC功能转入跟踪阶段，跟踪阶段的控制计算如下：
a)选取K3系数8，V4＝(ψR当前磁航向-CRS预选航迹90°)*8s/(8s+1)
b)选取K4系数-5，V5＝0.33dot*(-5)＝-1.65
c)V6＝V4+V5＝(ψR当前磁航向-CRS预选航迹90°)*8s/(8s+1)-1.65
d)V6被送至飞控系统横滚通道，控制横滚角为V6转弯，控制直升机的航向沿预选航迹CRS飞行，接近导航目标点。
上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的是让熟悉该技术领域的技术人员能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此来限制本发明的保护范围，凡根据本发明精神本质所作出的等同变换或修饰，都应涵盖本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：首先通过直升机上的预选航迹CRS旋钮选择着陆方向，即反航道方向；
步骤2：准备阶段：当满足以下两种条件之一时，BC功能属于“就绪”状态，但不控制直升机；
条件1：直升机LOC偏差>2.5dot；
条件2：“0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot”且“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值不大于25°”；
步骤3：截获阶段：当同时满足以下两种条件时，BC功能属于“截获”状态，控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行；
条件1：0.33dot≤直升机LOC偏差≤2.5dot；
条件2：25°≤预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值≤90°；
步骤4：跟踪阶段：当直升机上的LOC偏差α<0.33dot时，飞控系统BC功能属于“跟踪”状态，控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合。
2.根据权利要求1所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤3所述的控制直升机横滚轴沿与预选航迹CRS为25°夹角的航向飞行，包括以下步骤：
步骤3.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1；
步骤3.2计算截获阶段直升机LOC偏差输出值V2；
步骤3.3计算截获阶段直升机横滚角控制量V3；
步骤3.4将截获阶段直升机横滚角控制量V3送入飞控系统横滚通道，控制直升机沿“预选航迹CRS与当前磁航向ψR的差值绝对值等于25°”飞行，直升机接近飞机场跑道，此过程中直升机LOC偏差逐渐变小。
3.根据权利要求2所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤3.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1，具体为：计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值，对差值进行增减环节处理，处理后的差值乘以系数K1，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值输出值V1。
4.根据权利要求3所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：所述的对差值进行增减环节处理，具体为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变。
5.根据权利要求2所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤3.2所述的计算直升机LOC偏差输出值V2，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K2，之后对乘积结果进行±25限幅处理，得到直升机LOC偏差输出值V2。
6.根据权利要求2所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤3.3所述的计算截获阶段直升机横滚角控制量V3，具体为：将V1和V2相加后，进行空速调参限幅，得到截获阶段直升机横滚角控制量V3，截获阶段直升机横滚角控制量V3的限幅值与直升机空速成正比。
7.根据权利要求1所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤4所述的控制直升机横滚轴使航向与预选航迹CRS重合，具体包括以下步骤：
步骤4.1计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4；
步骤4.2计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5；
步骤4.3计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6；
步骤4.4将跟踪阶段直升机横滚角控制量V6送入飞控系统横滚通道，通过横滚通道控制直升机的航向沿预选航迹CRS飞行。
8.根据权利要求7所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤4.1所述的计算当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4，具体为：计算当前磁航向ψR与预选航迹CRS之间的偏差；对偏差值进行增减环节处理，增减环节处理方式为：当差值大于等于180°时，差值减去360°，当差值小于等于-180°时，差值加上360°，当差值位于±180°之间时，差值保持不变，对处理后的偏差进行K3*s/K3*s+1微分环节处理，得到当前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4。
9.根据权利要求7所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤4.2所述的计算跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5，具体为：对直升机LOC偏差乘以系数K4，之后对乘积结果进行±10限幅处理，得到跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5。
10.根据权利要求7所述的一种直升机飞控系统BC反航道导航功能的实现方法，其特征在于：步骤4.3所述的计算跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，具体为：将前磁航向ψR与反航道航迹CRS之间的差值微分输出值V4和跟踪阶段直升机LOC偏差输出值V5相加后，进行空速调参限幅，得到跟踪阶段直升机横滚角控制量V6，跟踪阶段直升机横滚角控制量V6的限幅值与直升机空速成正比。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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