CN112698565B - 一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统和方法，该系统包括不对称推力识别子系统(100)、辅助等级决策子系统(200)、辅助补偿控制子系统(300)、自主控制子系统(400)和控制协调系统(500)。双发飞机发生单侧发动机失效后，飞机横航向平衡被破坏，产生偏航力矩、侧滑角不断增大。若出现在离地较近的进近阶段，则需飞行员快速决策，并恢复稳定进近状态，否则会有坠机危险。本发明通过不对称推力识别子系统(100)实时监测发动机状态。若出现单发失效则启动辅助等级决策子系统(200)，根据人机环信息给出对飞行员的辅助模式。通过辅助补偿控制子系统(300)或自主控制子系统(400)自动解算舵面偏转指令，在通过控制协调系统(500)输入到飞机中，辅助飞行员完成进近着陆任务，有效保障飞行安全。

Description

一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统和 方法

技术领域

本发明涉及一种飞机辅助驾驶的方法，更具体地说，是一种双发飞机在进近阶段发生单侧发动机失效，产生不对称推力后，辅助飞行员识别失效发动机、补偿不对称偏航力矩，必要时提供自主进近着陆或复飞控制的系统和方法。

背景技术

多发飞机在飞行中，如果单发或单侧发动机失效，飞机的纵横航向平衡就会遭到破坏，产生较大的不对称偏航力矩，使飞机发生急剧的偏转和倾斜。如果不及时补偿不对称推力，则侧滑角会不断增大，导致飞机升阻特性恶化，严重时飞机会发生失速。进近阶段(Approach and Landing Phases)飞机飞行高度较低，发生单发失效后，若飞机员反应不及时或处置操纵较慢，则有可能导致造成不可控的飞行以及坠毁等严重事故。

当前国内对不对称推力补偿的操纵都是通过飞行员手动操纵驾驶杆和蹬舵实现。进近阶段发生单发失效后，飞行员需要对飞机所处的飞行状态、发动机状态及时判断，明确哪一侧发动机故障，据此快速采取处置操纵。包括协调操纵副翼和方向舵，补偿飞机单发失效引起的不对称偏航力矩，使飞机横航向保持稳定；操纵升降舵使飞机以适当的俯仰姿态，稳定进近下滑；关闭故障侧发动机，同时补偿正常侧发动机推力，保证飞机处于正常的仅仅速度范围。此外，由于飞机处于进近阶段，对飞机侧向位置有严格要求。为避免飞机冲出跑道，飞行员横航向操纵在补偿不对称偏航力矩之外，还要操纵飞机对准跑道，消除侧向偏差。若飞机难以完成进近任务，则还需要果断决策，执行复飞程序。由此可见，飞机员的操纵负担和决策压力极大，但留给飞行员的时间却较短，受到飞行技能、突发异常现象的处理能力以及心里素质等因素影响，飞行员很可能出现操纵不当或误操纵，导致飞行事故的发生。

因此，希望提供一种飞机辅助驾驶系统和方法，减轻进近阶段发生单发失效后，飞行员的操纵负担，并能够根据飞机当前状态、飞行员操纵等因素，自适应地提供飞行员适当的辅助操纵，既能减轻飞行员操纵负担，保障飞行安全；又能最大限度地保留飞行员对飞机的操纵权限，避免飞行员情景意识下降或自动化引发的可靠性问题等。

发明内容

本发明的目的是在进近阶段发生单侧发动机失效、产生不对称推力后，辅助飞行员识别失效发动机的位置、补偿不对称偏航力矩，必要时提供自主进近着陆或复飞控制的系统和方法，从而辅助飞行员决策，安全完成飞行任务，提高单发失效返航着陆的成功率。

为此目的，本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，该系统包括了不对称推力识别子系统(100)、辅助等级决策子系统(200)、辅助补偿控制子系统(300)、自主控制子系统(400)和控制协调系统(500)。所述辅助等级决策子系统(200)包括飞行员行为监测单元(201)、进近接管判断单元(202)和复飞判断单元(203)。所述方法显著特点在于以自动和重复的方式实施下述一系列连续步骤：

步骤一：不对称推力识别子系统(100)根据飞机姿态角、侧滑角、油门位置，以及飞机各发动机的实际转速等，判断飞机是否存在单发或单侧发动机故障，从而产生推力不对称的情况；

步骤二：辅助等级决策子系统(200)中的飞行员行为监测单元(201)，根据飞行员对油门操纵的监测数据，判断飞行员是否正确地关闭了故障侧发动机。若关闭，则认为操纵正确；若未关闭，则提示飞行员关闭；若提示2s后还未关闭，则自动关闭故障侧发动机；

步骤三：辅助等级决策子系统(200)中的进近接管判断单元(202)，根据飞机相对着陆点的方位，判断应该采取哪一种辅助模式。若飞机预测改出轨迹与安全边界的距离小于阈值，则仅通过控制横航向舵面偏转，补偿发动机故障引入的偏航力矩，称为辅助补偿模式；否则，接管飞机自动驾驶，称为接管莫斯；

步骤四：辅助等级决策子系统(200)中的复飞判断单元(203)，根据飞机相对着陆点的方位，判断应该采取哪一种飞行策略。若飞机进入复飞区域，则应采取复飞策略；否则，继续完成进近着陆任务；

步骤五：若采用辅助补偿模式，则辅助补偿控制子系统(300)根据不对称推力解算飞机滚转角和侧滑角指令，再通过控制律解算副翼和方向舵偏转量，实现横航向偏航力矩的自主补偿。通过调整正常侧发动机油门位置，完成推力的自主补偿；

步骤六：若采用接管模式，则自主控制子系统(400)首先根据复飞判断单元(203)的复飞判定结果生成飞机速度、高度等指令；再根据飞机速度、高度和侧向位移等指令，解算飞机油门位置、升降舵、副翼和方向舵偏转量，实现飞机航迹的自主控制；

步骤七：辅助等级决策子系统(200)中的飞行员行为监测单元(201)，根据飞行员对油门操纵的监测数据，判断飞行员是否正确地操纵了正常侧发动机。若飞行员正常发动机油门占自主控制子系统(400)解算的油门位置的百分比小于阈值，则向飞行员发出告警；若持续2s以上，则接入自动油门控制；

步骤八：控制协调系统(500)根据辅助等级决策子系统(200)给出的各通道辅助等级判断，协调飞行员操纵、辅助补偿控制子系统(300)和自主控制子系统(400)解算的舵面偏转量，输入到飞机油门和舵面，完成自适应辅助驾驶。

本发明的优点：

①本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的辅助驾驶系统能够在单发或单侧发动机故障的情况下，自动识别发生故障的发动机位置，并告知飞行员。

②本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的辅助驾驶系统可以监测飞行员的操纵行为，若出现操纵不当或错误操纵时及时隔离，避免飞机受到飞行员因时间或心理压力施加的误操纵。

③本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的辅助驾驶系统可以自动控制飞机保持横航向稳定，补偿不对称推力引起的偏航力矩，辅助飞行员完成进近任务，对于减小飞行员操纵负担、着陆安全等均具有重要意义。

④本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的辅助驾驶系统，参考了我国2018年发布的《中华人民共和国民用航空法》中规定“机长享有最终决定权”的基本原则，能够根据飞机状态和飞行员操纵自适应改变对各控制通道的辅助等级，包括告警、辅助补偿控制和自主控制等三种辅助模式。既能减轻飞行员操纵负担，保障飞行安全；又能最大限度地保留飞行员对飞机的操纵权限，避免飞行员情景意识下降或自动化引发的可靠性问题等。

附图说明

图1为本发明一种用于进近阶段不对称推力补偿的辅助驾驶系统结构框图。

图2为本发明右发失效示意图。

图3为本发明飞机超出航迹安全边界的判定准则示意图。

图4为本发明飞机复飞区域示意图。

图5为本发明辅助补偿控制结构图。

图6为本发明自主控制结构图。

图7为本发明实施例1的进近阶段单发失效的运动参数时间历程曲线。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。

如图1所示，本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，该系统包括不对称推力识别子系统100、辅助等级决策子系统200、辅助补偿控制子系统300、自主控制子系统400和控制协调系统500。本发明通过不对称推力识别子系统100实时监测发动机状态。若出现单发失效则启动辅助等级决策子系统200，根据人机环信息给出对飞行员的辅助模式和返航策略。再通过辅助补偿控制子系统300、自主控制子系统400和控制协调系统500，辅助飞行员完成进近着陆任务，有效保障飞行安全。

不对称推力识别子系统100

在不对称推力识别子系统100中，本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统可以实时监测飞机状态，当飞机在飞行员操纵之外产生的侧滑角、姿态角速率较大(如图2所示)，且各发动机转速发生大幅变化时，得到飞机某个发动机故障的判定准则式如下：

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

上角标L代表左侧发动机；上角标R代表右侧发动机；

r为飞机偏航角速率，右偏航为正；r_lim为偏航角速率的阈值；

β为飞机侧滑角，右侧滑为正；β_lim为侧滑角的阈值；

N^L为左侧发动机实际转速；

N^R为右侧发动机实际转速；

为根据油门位置指令得到左侧发动机的理论转速值；

为根据油门位置指令得到右侧发动机的理论转速值；

k_lim％为转速的比例阈值，取值范围为0～100，此处取为50％。

以右发失效为例，公式(1)可以解释为：飞机机头向右侧(失效侧)快速偏转，超出偏航角阈值；向左侧(正常侧)侧滑，超出侧滑角阈值；失效一侧的发动机实际转速N^R下降，小于k_lim％的理论转速

当上述条件同时满足时，可以判定发生右发失效，E_ef取值为1。

辅助等级决策子系统200

在本发明中，辅助等级决策子系统(200)包括飞行员行为监测单元(201)、进近接管判断单元(202)和复飞判断单元(203)。飞行员行为监测单元(201)用于监测飞行员对正常发动机和故障发动机的处置操纵是否正确。进近接管判断单元(202)用于给出辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，包括辅助驾驶系统告警、补偿控制和自主控制。复飞判断单元(203)则用于在进近着陆过程中，判断是否采取复飞的飞行策略。

飞行员行为监测单元201

飞行员行为监测单元(201)根据不对称推力识别子系统(100)对故障发动机的识别结果，再通过对飞行员油门操纵量的监测，判断飞行员对故障发动机的处置操纵是否正确，判别式如下：

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

为飞行员操纵的左侧发动机油门操纵量；

为飞行员操纵的右侧发动机油门操纵量；

公式(2)可以解释为：右侧发动机故障且飞行员未关闭右侧发动机，判定为错误操纵，EP_ef为1；左侧发动机故障且飞行员未关闭左侧发动机时，判定为错误操纵，EP_ef为－1；其余情况，认为对故障侧发动机的处置操纵正常，EP_ef为0。

此外，飞行员对正常发动机的处置操纵是否正确的判别式为：

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

为自主控制子系统(400)解算的左侧发动机油门指令；

为自主控制子系统(400)解算的右侧发动机油门指令；

K_lim％为比例阈值，可取50％。

公式(3)可以解释为：若飞行员施加的正常侧油门位置，小于K_lim％的辅助补偿控制子系统(300)解算的自动油门指令，则判定为错误操纵，右发故障时EP_en为1，左发故障时EP_en为－1；其余情况，认为对正常侧发动机的处置操纵正常，EP_en为0。

进近接管判断单元202

进近接管判断单元(202)根据飞机相对标准下滑道的位置、相对跑道中线的位置，以及飞行员行为监测单元(201)的逻辑值EP_ef和EP_en，给出在各操纵通道上对飞行员的辅助操纵模式。其具体步骤为：

步骤一：基于着陆点，建立返航坐标系。

坐标系原点O位于着陆点，x轴指向跑道进场方向，z轴垂直地面向上，y轴垂直于进场方向，符合右手定则，如图3所示。

步骤二：根据当前航迹、速度等参数，预测飞机的改出轨迹的半径，如下式。

R_h为垂直方向上预测轨迹半径；

R_y为水平方向上预测轨迹半径；

V为飞机实时空速；

n_z为选取的法向改出过载；

n_y为选取的侧向改出过载；

g为重力加速度。

步骤三：确定航迹安全边界。

如图3所示，飞机的安全飞行范围为，虚线的范围内。在垂直方向上，以标准下滑道H_LPE为基准，向上下偏离角度小于γ_del时，为安全区域。在水平方向上，以跑道中心线为基准，向左右偏离角度小于χ_del时，为安全区域。

步骤四：计算预测改出轨迹与安全边界的最小距离。

如图3所示，在垂直和水平方向上，预测改出轨迹的最小距离Δd_h与安全边界的最小距离Δd_y，其计算公式为：

x为返航坐标系中飞机的横坐标值；

y为返航坐标系中飞机的纵坐标值；

γ_LPE为标准下滑道的下滑角度；

h为飞机无线电高度；

R_h为垂直方向上预测轨迹半径；

R_y为水平方向上预测轨迹半径；

γ为飞机实时航迹倾角；

γ_del为相对参考航迹倾角的偏移量；

χ为飞机实时航迹偏角；

χ_del为相对参考航迹偏角的偏移量。

步骤五：三轴控制通道的辅助模式判断。

根据步骤四中计算得到的预测改出轨迹与安全边界的最小距离，可以给出俯仰、滚转和偏航通道，辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，如下式：

LOA_δ为俯仰、滚转和偏航通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，取0时为不辅助；取2时为补偿控制；取3时为辅助驾驶系统自动控制。

公式(6)中，若发生单发故障后，Δd_h和Δd_y均不小于0m，则由飞机辅助驾驶系统自动补偿不对称推力产生的偏航力矩；否则，则由辅助驾驶系统自动接管飞机返程返航任务。

步骤六：油门控制通道的辅助模式判断。

根据飞行员行为监测单元(201)得到的错误操纵故障侧发动机的逻辑值EP_ef和错误操纵正常侧发动机的逻辑值EP_en，得出飞行员对两侧发动机的误操纵的逻辑判断值E^R和E^L：

E^L为左侧发动机的误操纵的逻辑判断。

E^R为右侧发动机的误操纵的逻辑判断。

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常。

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常。

进而可以得到油门控制通道的辅助模式判断，如下式：

为左侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为右侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

τ_lim为告警时间的阈值，取为2s。

Δt^L和Δt^R分别为左、右发动机的告警持续时间，计算公式为：

Δt^L为左发动机的告警持续时间。

Δt^R为右发动机的告警持续时间。

复飞判断单元203

如图4所示，当飞机进入阴影区域后，应采取复飞的返航策略。飞机复飞的判断逻辑值E_go可写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务。

x_go为图4中在标准下滑道上，高度为复飞决断高度H_go时，距离着陆点的水平距离，表示为：

x_go＝H_go/tanγ_LPE (11)

γ_LPE为标准下滑道的下滑角度；

x_go为在标准下滑道上距离着陆点的水平距离。

辅助补偿控制子系统300

本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统在辅助模式下工作时，俯仰、滚转和偏航通道均采用飞行员操纵产生的舵偏量和补偿控制解算的舵偏量相叠加的方式，实现人机协同操纵，其控制结构如图5所示。而油门通道则由飞行员全权操纵。

图5中，俯仰通道的辅助补偿控制律采用航迹角指令控制构型，可以根据给定的航迹角指令γ_c和反馈的飞机实时航迹倾角γ、法向改出过载n_z和俯仰角速率q等状态量，自动解算升降舵偏转量δ_ec；然后再与飞行员的推拉杆操纵量δ_ep叠加，得到升降舵总偏转量∑δ_ec，输入到飞机运动模型中。由此，升降舵总偏转量∑δ_ec可表示为：

k_γp为俯仰通道的前向增益；

k_γi为航迹角误差的积分增益；

γ_c为航迹角指令；

γ为飞机实时航迹倾角；

k_γ为航迹角误差的比例增益；

k_q为俯仰角速率的反馈增益；

q为俯仰角速率；

n_z为选取的法向改出过载；

为法向过载的反馈增益；

δ_ep为推拉杆操纵量。

公式(12)中，通过调整增益k_γp、k_γi、k_γ、k_q、k_nz调整增稳飞机的短周期特性。其中k_γp、k_γi和k_γ构成前向通道的校正环节，k_γp、

用于改善短周期频率和阻尼。航迹角指令γ_c取为标准下滑道下滑角的负数-γ_LPE。

图5中，滚转通道和偏航通道分别控制滚转角和侧滑角，实现不对称推力的补偿。滚转角指令φ_c和侧滑角指令β_c需要根据不对称推力和返航策略实时解算：

φ_c为滚转角指令；

β_c为侧滑角指令；

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

C_cδr为侧力对方向舵的无量纲操纵导数；

C_L为升力系数；

C_nδr为偏航力矩对方向舵的无量纲操纵导数；

C_cβ为侧力对侧滑角的无量纲气动导数；

C_nβ为偏航力矩对侧滑角的无量纲气动导数；

为不对称推力产生的偏航力矩的无量纲系数，可写为：

T_i为各台发动机推力，下角标i代表发动机编号，设共有j台发动机，则i＝1,2,…,j；

YT_i为各台发动机推力作用线距飞机对称面的垂直距离，右侧取为正数，左侧取为负数；

Q为动压；

S为飞机参考面积；

b是飞机参考弦长。

公式(13)和公式(14)表示，当飞机继续进近时，采用带侧滑无滚转的控制策略；当飞机复飞时，采用带滚转无侧滑的控制策略。

图5中，滚转通道的辅助补偿控制律采用滚转角指令控制构型，可以根据给定的滚转角指令φ_c和反馈的飞机滚转角φ、滚转角速率p等状态量，自动解算副翼偏转量δ_ac；然后再与飞行员的压杆操纵量δ_ap叠加，得到副翼总偏转量∑δ_ac，输入到飞机运动模型中。由此，副翼总偏转量∑δ_ac可表示为：

φ为飞机滚转角；

k_φp为滚转通道的前向增益；

k_φi为滚转角误差的积分增益；

k_φ为滚转角误差的比例增益；

k_p为滚转角速率的反馈增益；

δ_ap为压杆操纵量。

公式(16)中，通过k_φp、k_φi和k_φ构成前向通道的校正环节；k_p用于增加滚转阻尼。

图5中，偏航通道的辅助补偿控制律采用侧滑角指令控制构型，可以根据给定的侧滑角指令β_c和反馈的飞机侧向过载n_y和偏航角速率r等状态量，自动解算方向舵偏转量δ_rc；然后再与飞行员的蹬舵操纵量δ_rp叠加，得到方向舵总偏转量∑δ_rc，输入到飞机运动模型中。由此，方向舵总偏转量∑δ_rc可表示为：

k_βp为偏航通道的前向增益；

k_βi为侧滑角误差的积分增益；

为侧向过载到侧滑角的比例增益；

r为飞机偏航角速率；

k_r为偏航角速率的反馈增益；

n_y为选取的侧向改出过载；

为侧向过载的反馈增益；

δ_rp为蹬舵操纵量。

公式(17)中，通过k_βp、k_βi构成前向通道的校正环节；k_r、

用于改善荷兰滚频率和阻尼。

自主控制子系统400

本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统在接管模式下工作时，油门、俯仰、滚转和偏航通道均为自动控制系统解算的舵偏量，其控制结构如图6所示。

图6中，油门通道完成速度控制任务，根据给定的速度指令V_c和反馈的飞机速度V，自动解算油门位置操纵量δ_pc，然后输入到飞机运动模型中。油门位置操纵量δ_pc可表示为：

δ_pc＝k_Vi∫(V_c-V)dt+k_V(V_c-V) (18)

k_Vi为速度误差的积分增益；

k_V为速度误差的比例增益；

V为飞机实时空速；

V_c为速度指令，可写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

V_LPE为飞机的标准进近速度；

V_clb为飞机的标准复飞速度。

图6中，俯仰通道完成纵向轨迹跟踪任务，即高度跟踪任务。首先根据给定的高度指令H_c和反馈的飞机无线电高度h，自动解算航迹倾角指令；再与基于下滑道给出的航迹倾角指令γ_c叠加，得到航迹倾角指令和∑γ_c，输入到航迹角指令控制构型控制律中，解算出升降舵偏转指令δ_ec，可以表示为：

k_γp为俯仰通道的前向增益；

γ_c为航迹倾角指令；

k_γi为航迹角误差的积分增益；

γ为飞机实时航迹倾角；

k_γ为航迹角误差的比例增益；

k_q为俯仰角速率的反馈增益；

q为俯仰角速率；

n_z为选取的法向改出过载；

为法向过载的反馈增益；

∑γ_c为航迹倾角指令和，可表示为：

∑γ_c＝k_hi∫(H_c-h)dt+k_h(H_c-h)+γ_c (21)

k_hi为高度误差的积分增益；

k_h为高度误差的比例增益；

h为飞机无线电高度；

H_c为高度指令；

γ_c为航迹倾角指令，可写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

γ_LPE为标准下滑道的下滑角度；

γ_clb为规定的飞机复飞爬升角度。

公式(17)中H_c为高度指令，可写为：

x为返航坐标系中飞机的横坐标值；

为辅助驾驶系统判定采取复飞策略时刻对应的飞机无线电高度。

图6中，滚转通道完成侧向轨迹跟踪任务。首先根据给定的侧向位移指令y_c和反馈的返航坐标系下的飞机坐标y，自动解算航迹偏角指令；再与跑道进场方向的角度χ_c叠加，得到航迹偏角指令和∑χ_c，可表示为：

∑χ_c＝k_yi∫(y_c-y)dt+k_y(y_c-y)+χ_c (24)

y为返航坐标系中飞机的纵坐标值；

k_yi为侧向误差的积分增益；

k_y为侧向误差的比例增益；

y_c为返航坐标系下的侧向位移指令，取为0m；

χ_c为跑道进场方向的角度。

然后航迹控制器根据∑χ_c和反馈的飞机航迹偏角χ，自动解算滚转角指令；再与根据不对称推力解算的滚转角指令φ_c叠加，得到滚转角指令和∑φ_c，可表示为：

∑φ_c＝k_χi∫(χ_c-χ)dt+k_χ(χ_c-χ)+φ_c (25)

k_χi为航迹偏角误差的积分增益；

χ为飞机实时航迹偏角。

k_χ为航迹偏角误差的比例增益。

然后将∑φ_c输入到滚转角指令控制构型控制律中，自动解算副翼偏转指令δ_ac，输入到飞机运动模型中。δ_ac可表示为：

δ_ac＝k_φp∑φ_c+k_φi∫(∑φ_c-φ)dt+k_φ(∑φ_c-φ)+k_pp (26)

φ为飞机滚转角；

k_φp为滚转通道的前向增益；

k_φi为滚转角误差的积分增益；

k_φ为滚转角误差的比例增益；

图6中，偏航通道主要完成侧滑角的控制任务，并在飞机进行侧向位移补偿的过程中，保持协调操纵。因此，在辅助补偿控制子系统(300)的基础上引入副翼偏转信号，与原有的方向舵指令叠加，得到：

为偏航通道的前向增益；

β_c为侧滑角指令；

k_βi为侧滑角误差的积分增益；

为侧向过载到侧滑角的比例增益；

n_y为选取的侧向改出过载；

r为飞机偏航角速率；

k_r为偏航角速率的反馈增益；

为侧向过载的反馈增益；

δ_ac为副翼偏转量；

δ_rc为方向舵偏转量。

控制协调系统500

在控制协调系统500中，本发明的一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统根据辅助等级决策子系统(200)给出的各通道辅助等级判断逻辑值，协调飞行员操纵、辅助补偿控制子系统(300)和自主控制子系统(400)解算的舵面偏转量，输入到飞机油门和舵面，完成自适应辅助驾驶。

协调后的油门位置指令为：

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取-1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取-1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

为左侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为右侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为自主控制子系统(400)解算的左侧发动机油门指令；

为自主控制子系统(400)解算的右侧发动机油门指令；

为左侧发动机协调后的油门位置指令；

为右侧发动机协调后的油门位置指令。

协调后的升降舵、副翼和方向舵偏转指令可写为：

LOA_δ为俯仰、滚转和偏航通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，取0时为不辅助；取2时为补偿控制；取3时为辅助驾驶系统自动控制。

δ_e为协调后的升降舵偏转指令。

δ_a为协调后的副翼偏转指令。

δ_r为协调后的方向舵偏转指令。

δ_ep为推拉杆操纵量。

δ_ap为压杆操纵量。

δ_rp为蹬舵操纵量。

δ_ec为升降舵偏转指令。

δ_ac为副翼偏转指令。

δ_rc为方向舵偏转指令。

∑δ_ec为升降舵总偏转量。

∑δ_ac为副翼总偏转量。

∑δ_rc为方向舵总偏转量。

实施例1

利用本发明完成一次双发飞机左发失效后的返航任务。飞机初始海拔电高度为1000m，速度为90m/s；目标机场海拔高度为370m；飞机初始位置位于标准下滑道下方30m。地面模拟器试验开始7s后，关闭全部发动机，模拟左发失效。仿真结果如图7所示。

模拟试验开始后7s，由飞行员关闭左侧模拟左发失效的情况，左侧发动机推力减小到0N。辅助驾驶系统在第7.13s时，识别出飞机发生左发失效，向飞行员发出告警提示，并开始补偿右侧发动机推力，以及进行不对称推力附加的偏航力矩自主补偿，飞机横航向恢复稳定飞行。

第10s时飞行员主动施加副翼操纵，使飞机侧向逐渐偏离标准下滑道。44s时判定飞机偏离过大，需要自主接管飞机，逐渐纠正飞机航迹恢复到标准下滑道的位置，68s时将驾驶权限交回飞行员。此后，飞行员自主完成进近下滑着陆任务。

由图7可知，飞机着陆速度为85m/s，下沉率为-1.34m/s，在预定着陆点后30m着陆，满足飞机的着陆性能要求。因此，建立的辅助驾驶系统和方法，对飞机不对称推力可以正确识别、对采用的辅助驾驶模式和返航策略可以自适应判断，以及提供的不对称推力的辅助补偿控制和自动返航控制指令皆正确无误。

Claims (6)

1.一种用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，该系统包括了不对称推力识别子系统(100)、辅助等级决策子系统(200)、辅助补偿控制子系统(300)、自主控制子系统(400)和控制协调系统(500)；所述辅助等级决策子系统(200)包括飞行员行为监测单元(201)、进近接管判断单元(202)和复飞判断单元(203)；

实现的进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶方法为：

步骤一：不对称推力识别子系统(100)根据飞机姿态角、侧滑角、油门位置，以及飞机各发动机的实际转速等，判断飞机是否存在单发或单侧发动机故障，从而产生推力不对称的情况；

步骤二：辅助等级决策子系统(200)中的飞行员行为监测单元(201)，根据飞行员对油门操纵的监测数据，判断飞行员是否正确地关闭了故障侧发动机；若关闭，则认为操纵正确；若未关闭，则提示飞行员关闭；若提示2s后还未关闭，则自动关闭故障侧发动机；

步骤三：辅助等级决策子系统(200)中的进近接管判断单元(202)，根据飞机相对着陆点的方位，判断应该采取哪一种辅助模式；若飞机预测改出轨迹与安全边界的距离小于阈值，则仅通过控制横航向舵面偏转，补偿发动机故障引入的偏航力矩，称为辅助补偿模式；否则，接管飞机自动驾驶，称为接管莫斯；

步骤四：辅助等级决策子系统(200)中的复飞判断单元(203)，根据飞机相对着陆点的方位，判断应该采取哪一种飞行策略；若飞机进入复飞区域，则应采取复飞策略；否则，继续完成进近着陆任务；

步骤五：若采用辅助补偿模式，则辅助补偿控制子系统(300)根据不对称推力解算飞机滚转角和侧滑角指令，再通过控制律解算副翼和方向舵偏转量，实现横航向偏航力矩的自主补偿；通过调整正常侧发动机油门位置，完成推力的自主补偿；

步骤六：若采用接管模式，则自主控制子系统(400)首先根据复飞判断单元(203)的复飞判定结果生成飞机速度、高度等指令；再根据飞机速度、高度和侧向位移等指令，解算飞机油门位置、升降舵、副翼和方向舵偏转量，实现飞机航迹的自主控制；

步骤七：辅助等级决策子系统(200)中的飞行员行为监测单元(201)，根据飞行员对油门操纵的监测数据，判断飞行员是否正确地操纵了正常侧发动机；若飞行员正常发动机油门占自主控制子系统(400)解算的油门位置的百分比小于阈值，则向飞行员发出告警；若持续2s以上，则接入自动油门控制；

步骤八：控制协调系统(500)根据辅助等级决策子系统(200)给出的各通道辅助等级判断，协调飞行员操纵、辅助补偿控制子系统(300)和自主控制子系统(400)解算的舵面偏转量，输入到飞机油门和舵面，完成自适应辅助驾驶。

2.根据权利要求1所述的用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，其特征在于：在不对称推力识别子系统100中，实时监测飞机状态，当飞机在飞行员操纵之外产生的侧滑角、姿态角速率较大，且各发动机转速发生大幅变化时，得到飞机某个发动机故障的判定准则式如下：

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

上角标L代表左侧发动机；

上角标R代表右侧发动机；

r为飞机偏航角速率，右偏航为正；

r_lim为偏航角速率的阈值；

β为飞机侧滑角，右侧滑为正；

β_lim为侧滑角的阈值；

N^L为左侧发动机实际转速；

N^R为右侧发动机实际转速；

为根据油门位置指令得到左侧发动机的理论转速值；

为根据油门位置指令得到右侧发动机的理论转速值；

k_lim％为转速的比例阈值，取值范围为0～100，此处取为50％；

以右发失效为例，公式(1)解释为：飞机机头向右侧快速偏转，超出偏航角阈值；向左侧侧滑，超出侧滑角阈值；失效一侧的发动机实际转速N^R下降，小于k_lim％的理论转速

当上述条件同时满足时，判定发生右发失效，E_ef取值为1。

3.根据权利要求1所述的用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，其特征在于：辅助等级决策子系统(200)包括飞行员行为监测单元(201)、进近接管判断单元(202)和复飞判断单元(203)；飞行员行为监测单元(201)用于监测飞行员对正常发动机和故障发动机的处置操纵是否正确；进近接管判断单元(202)用于给出辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，包括辅助驾驶系统告警、补偿控制和自主控制；复飞判断单元(203)则用于在进近着陆过程中，判断是否采取复飞的飞行策略；

飞行员行为监测单元(201)根据不对称推力识别子系统(100)对故障发动机的识别结果，再通过对飞行员油门操纵量的监测，判断飞行员对故障发动机的处置操纵是否正确，判别式如下：

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

为飞行员操纵的左侧发动机油门操纵量；

为飞行员操纵的右侧发动机油门操纵量；

公式(2)解释为：右侧发动机故障且飞行员未关闭右侧发动机，判定为错误操纵，EP_ef为1；左侧发动机故障且飞行员未关闭左侧发动机时，判定为错误操纵，EP_ef为－1；其余情况，认为对故障侧发动机的处置操纵正常，EP_ef为0；

此外，飞行员对正常发动机的处置操纵是否正确的判别式为：

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

E_ef为发动机故障的逻辑判断值，为0时判定为无发动机故障；为1时，判定为右侧发动机故障；为－1时，判定为左侧发动机故障；

为自主控制子系统(400)解算的左侧发动机油门指令；

为自主控制子系统(400)解算的右侧发动机油门指令；

K_lim％为比例阈值，取50％；

公式(3)解释为：若飞行员施加的正常侧油门位置，小于K_lim％的辅助补偿控制子系统(300)解算的自动油门指令，则判定为错误操纵，右发故障时EP_en为1，左发故障时EP_en为－1；其余情况，认为对正常侧发动机的处置操纵正常，EP_en为0；

进近接管判断单元202

进近接管判断单元(202)根据飞机相对标准下滑道的位置、相对跑道中线的位置，以及飞行员行为监测单元(201)的逻辑值EP_ef和EP_en，给出在各操纵通道上对飞行员的辅助操纵模式；其具体步骤为：

步骤一：基于着陆点，建立返航坐标系；

坐标系原点O位于着陆点，x轴指向跑道进场方向，z轴垂直地面向上，y轴垂直于进场方向，符合右手定则；

步骤二：根据当前航迹、速度等参数，预测飞机的改出轨迹的半径，如下式；

R_h为垂直方向上预测轨迹半径；

R_y为水平方向上预测轨迹半径；

V为飞机实时空速；

n_z为选取的法向改出过载；

n_y为飞机侧向过载；

g为重力加速度；

步骤三：确定航迹安全边界；

飞机的安全飞行范围为，虚线的范围内；在垂直方向上，以标准下滑道H_LPE为基准，向上下偏离角度小于γ_del时，为安全区域；在水平方向上，以跑道中心线为基准，向左右偏离角度小于χ_del时，为安全区域；

步骤四：计算预测改出轨迹与安全边界的最小距离；

在垂直和水平方向上，预测改出轨迹的最小距离Δd_h与安全边界的最小距离Δd_y，其计算公式为：

x为返航坐标系中飞机的横坐标值；

y为返航坐标系中飞机的纵坐标值；

γ_LPE为标准下滑道的下滑角度；

h为飞机无线电高度；

R_h为垂直方向上预测轨迹半径；

R_y为水平方向上预测轨迹半径；

γ为飞机实时航迹倾角；

γ_del为相对参考航迹倾角的偏移量；

χ为飞机实时航迹偏角；

χ_del为相对参考航迹偏角的偏移量；

步骤五：三轴控制通道的辅助模式判断；

根据步骤四中计算得到的预测改出轨迹与安全边界的最小距离，给出俯仰、滚转和偏航通道，辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，如下式：

LOA_δ为俯仰、滚转和偏航通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，取0时为不辅助；取2时为补偿控制；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

公式(6)中，若发生单发故障后，Δd_h和Δd_y均不小于0m，则由飞机辅助驾驶系统自动补偿不对称推力产生的偏航力矩；否则，则由辅助驾驶系统自动接管飞机返程返航任务；

步骤六：油门控制通道的辅助模式判断；

根据飞行员行为监测单元(201)得到的错误操纵故障侧发动机的逻辑值EP_ef和错误操纵正常侧发动机的逻辑值EP_en，得出飞行员对两侧发动机的误操纵的逻辑判断值E^R和E^L：

E^L为左侧发动机的误操纵的逻辑判断；

E^R为右侧发动机的误操纵的逻辑判断；

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取－1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

进而得到油门控制通道的辅助模式判断，如下式：

为左侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为右侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

τ_lim为告警时间的阈值，取为2s；

Δt^L和Δt^R分别为左、右发动机的告警持续时间，计算公式为：

Δt^L为左发动机的告警持续时间；

Δt^R为右发动机的告警持续时间；

复飞判断单元203

当飞机进入阴影区域后，应采取复飞的返航策略；飞机复飞的判断逻辑值E_go写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

x_go为在标准下滑道上，高度为复飞决断高度H_go时，距离着陆点的水平距离，表示为：

x_go＝H_go/tanγ_LPE (11)

x_go为在标准下滑道上距离着陆点的水平距离。

4.根据权利要求1所述的用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，其特征在于：在辅助模式下工作时，俯仰、滚转和偏航通道均采用飞行员操纵产生的舵偏量和补偿控制解算的舵偏量相叠加的方式，实现人机协同操纵；而油门通道则由飞行员全权操纵；

俯仰通道的辅助补偿控制律采用航迹角指令控制构型，根据给定的航迹角指令γ_c和反馈的飞机实时航迹倾角γ、法向改出过载n_z和俯仰角速率q等状态量，自动解算升降舵偏转量δ_ec；然后再与飞行员的推拉杆操纵量δ_ep叠加，得到升降舵总偏转量∑δ_ec，输入到飞机运动模型中；由此，升降舵总偏转量∑δ_ec表示为：

k_γp为俯仰通道的前向增益；

k_γi为航迹角误差的积分增益；

γ_c为航迹角指令；

γ为飞机实时航迹倾角；

k_γ为航迹角误差的比例增益；

k_q为俯仰角速率的反馈增益；

q为俯仰角速率；

n_z为选取的法向改出过载；

为法向过载的反馈增益；

δ_ep为推拉杆操纵量；

公式(12)中，通过调整增益k_γp、k_γi、k_γ、k_q、

调整增稳飞机的短周期特性；其中k_γp、k_γi和k_γ构成前向通道的校正环节，k_γp、

用于改善短周期频率和阻尼；航迹角指令γ_c取为标准下滑道下滑角的负数-γ_LPE；

滚转通道和偏航通道分别控制滚转角和侧滑角，实现不对称推力的补偿；滚转角指令φ_c和侧滑角指令β_c需要根据不对称推力和返航策略实时解算：

φ_c为滚转角指令；

β_c为侧滑角指令；

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

C_cδr为侧力对方向舵的无量纲操纵导数；

C_L为升力系数；

C_nδr为偏航力矩对方向舵的无量纲操纵导数；

C_cβ为侧力对侧滑角的无量纲气动导数；

C_nβ为偏航力矩对侧滑角的无量纲气动导数；

不对称推力产生的偏航力矩的无量纲系数

写为：

T_i为各台发动机推力，下角标i代表发动机编号，设共有j台发动机，则i＝1,2,…,j；

YT_i为各台发动机推力作用线距飞机对称面的垂直距离，右侧取为正数，左侧取为负数；

Q为动压；

S为飞机参考面积；

b是飞机参考弦长；

公式(13)和公式(14)表示，当飞机继续进近时，采用带侧滑无滚转的控制策略；当飞机复飞时，采用带滚转无侧滑的控制策略；

滚转通道的辅助补偿控制律采用滚转角指令控制构型，根据给定的滚转角指令φ_c和反馈的飞机滚转角φ、滚转角速率p等状态量，自动解算副翼偏转量δ_ac；然后再与飞行员的压杆操纵量δ_ap叠加，得到副翼总偏转量∑δ_ac，输入到飞机运动模型中；由此，副翼总偏转量∑δ_ac表示为：

φ为飞机滚转角；

k_φp为滚转通道的前向增益；

k_φi为滚转角误差的积分增益；

k_φ为滚转角误差的比例增益；

k_p为滚转角速率的反馈增益；

δ_ap为压杆操纵量；

公式(16)中，通过k_φp、k_φi和k_φ构成前向通道的校正环节；k_p用于增加滚转阻尼；

偏航通道的辅助补偿控制律采用侧滑角指令控制构型，根据给定的侧滑角指令β_c和反馈的飞机侧向过载n_y和偏航角速率r等状态量，自动解算方向舵偏转量δ_rc；然后再与飞行员的蹬舵操纵量δ_rp叠加，得到方向舵总偏转量∑δ_rc，输入到飞机运动模型中；由此，方向舵总偏转量∑δ_rc表示为：

k_βp为偏航通道的前向增益；

k_βi为侧滑角误差的积分增益；

为侧向过载到侧滑角的比例增益；

r为飞机偏航角速率；

k_r为偏航角速率的反馈增益；

n_y为飞机侧向过载；

为侧向过载的反馈增益；

δ_rp为蹬舵操纵量；

公式(17)中，通过k_βp、k_βi构成前向通道的校正环节；k_r、

用于改善荷兰滚频率和阻尼。

5.根据权利要求1所述的用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，其特征在于：在接管模式下工作时，油门、俯仰、滚转和偏航通道均为自动控制系统解算的舵偏量，油门通道完成速度控制任务，根据给定的速度指令V_c和反馈的飞机实时空速V，自动解算油门位置操纵量δ_pc，然后输入到飞机运动模型中；油门位置操纵量δ_pc表示为：

δ_pc＝k_Vi∫(V_c-V)dt+k_V(V_c-V) (18)

k_Vi为速度误差的积分增益；

k_V为速度误差的比例增益；

V为飞机实时空速；

速度指令V_c写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

V_LPE为飞机的标准进近速度；

V_clb为飞机的标准复飞速度；

俯仰通道完成纵向轨迹跟踪任务，即高度跟踪任务；首先根据给定的高度指令H_c和反馈的飞机无线电高度h，自动解算航迹倾角指令；再与基于下滑道给出的航迹角指令γ_c叠加，得到航迹角指令和∑γ_c，输入到航迹角指令控制构型控制律中，解算出升降舵偏转指令δ_ec表示为：

k_γp为俯仰通道的前向增益；

γ_c为航迹角指令；

k_γi为航迹角误差的积分增益；

γ为飞机实时航迹倾角；

k_γ为航迹角误差的比例增益；

k_q为俯仰角速率的反馈增益；

q为俯仰角速率；

n_z为选取的法向改出过载；

为法向过载的反馈增益；

航迹角指令和∑γ_c表示为：

∑γ_c＝k_hi∫(H_c-h)dt+k_h(H_c-h)+γ_c (21)

k_hi为高度误差的积分增益；

k_h为高度误差的比例增益；

h为飞机无线电高度；

H_c为高度指令；

航迹角指令γ_c写为：

E_go为飞机复飞的判断逻辑值，取1时飞机复飞，取0时飞机继续完成进近任务；

γ_LPE为标准下滑道的下滑角度；

γ_clb为规定的飞机复飞爬升角度；

公式(17)中高度指令H_c写为：

x为返航坐标系中飞机的横坐标值；

为辅助驾驶系统判定采取复飞策略时刻对应的飞机无线电高度；

滚转通道完成侧向轨迹跟踪任务；首先根据给定的侧向位移指令y_c和反馈的返航坐标系下的飞机坐标y，自动解算航迹偏角指令；再与跑道进场方向的角度χ_c叠加，得到航迹偏角指令和∑χ_c表示为：

∑χ_c＝k_yi∫(y_c-y)dt+k_y(y_c-y)+χ_c (24)

y为返航坐标系中飞机的纵坐标值；

k_yi为侧向误差的积分增益；

k_y为侧向误差的比例增益；

y_c为返航坐标系下的侧向位移指令，取为0m；

χ_c为跑道进场方向的角度；

然后航迹控制器根据∑χ_c和反馈的飞机实时航迹偏角χ，自动解算滚转角指令；再与根据不对称推力解算的滚转角指令φ_c叠加，得到滚转角指令和∑φ_c表示为：

∑φ_c＝k_χi∫(χ_c-χ)dt+k_χ(χ_c-χ)+φ_c (25)

k_χi为航迹偏角误差的积分增益；

χ为飞机实时航迹偏角；

k_χ为航迹偏角误差的比例增益；

然后将∑φ_c输入到滚转角指令控制构型控制律中，自动解算副翼偏转量δ_ac，输入到飞机运动模型中；δ_ac表示为：

δ_ac＝k_φp∑φ_c+k_φi∫(∑φ_c-φ)dt+k_φ(∑φ_c-φ)+k_pp (26)

φ为飞机滚转角；

k_φp为滚转通道的前向增益；

k_φi为滚转角误差的积分增益；

k_φ为滚转角误差的比例增益；

偏航通道主要完成侧滑角的控制任务，并在飞机进行侧向位移补偿的过程中，保持协调操纵；因此，在辅助补偿控制子系统(300)的基础上引入副翼偏转信号，与原有的方向舵指令叠加，得到：

k_βp为偏航通道的前向增益；

β_c为侧滑角指令；

k_βi为侧滑角误差的积分增益；

为侧向过载到侧滑角的比例增益；

n_y为飞机侧向过载；

r为飞机偏航角速率；

k_r为偏航角速率的反馈增益；

为侧向过载的反馈增益；

δ_ac为副翼偏转量；

δ_rc为方向舵偏转量。

6.根据权利要求1所述的用于进近阶段不对称推力补偿的飞机辅助驾驶系统，其特征在于：在控制协调系统500中，根据辅助等级决策子系统(200)给出的各通道辅助等级判断逻辑值，协调飞行员操纵、辅助补偿控制子系统(300)和自主控制子系统(400)解算的舵面偏转量，输入到飞机油门和舵面，完成自适应辅助驾驶；

协调后的油门位置指令为：

EP_ef为错误操纵故障侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取-1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

EP_en为错误操纵正常侧发动机的逻辑值，取1时为右发发生错误操纵；取-1时为左发发生错误操纵；取0时认为操纵正常；

为左侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为右侧发动机的油门通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式；取0时为不辅助；取1时为告警；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

为自主控制子系统(400)解算的左侧发动机油门指令；

为自主控制子系统(400)解算的右侧发动机油门指令；

为左侧发动机协调后的油门位置指令；

为右侧发动机协调后的油门位置指令；

协调后的升降舵、副翼和方向舵偏转指令写为：

LOA_δ为俯仰、滚转和偏航通道中辅助驾驶系统对飞行员的辅助模式，取0时为不辅助；取2时为补偿控制；取3时为辅助驾驶系统自动控制；

δ_e为协调后的升降舵偏转指令；

δ_a为协调后的副翼偏转指令；

δ_r为协调后的方向舵偏转指令；

δ_ep为推拉杆操纵量；

δ_ap为压杆操纵量；

δ_rp为蹬舵操纵量；

δ_ec为升降舵偏转量；

δ_ac为副翼偏转量；

δ_rc为方向舵偏转量；

∑δ_ec为升降舵总偏转量；

∑δ_ac为副翼总偏转量；

∑δ_rc为方向舵总偏转量。

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