值和升降速度補(bǔ)償項(xiàng)，計(jì)算飛機(jī)的預(yù)設(shè)縱向過載值，并依 據(jù)所述預(yù)設(shè)縱向過載值和飛機(jī)的加速度估計(jì)值，計(jì)算預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，并將所述預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng) 機(jī)轉(zhuǎn)速輸出給發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器，以進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制，解決了不考慮飛機(jī) 升降率的影響僅控制飛機(jī)加速度為零導(dǎo)致的飛機(jī)爬升或下降時(shí)對(duì)指示空速或馬赫數(shù)的控 制有靜態(tài)誤差的問題，提高了飛機(jī)在爬升和下降時(shí)速度控制的精度。
[0048] 實(shí)施例二
[0049] 本實(shí)施例以上述實(shí)施例為基礎(chǔ)提供了一種飛機(jī)速度控制方法，本實(shí)施例的技術(shù)方 案在依據(jù)飛機(jī)的升降速度和氣壓高度，計(jì)算飛機(jī)的升降速度補(bǔ)償項(xiàng)之后，還可以包括：依據(jù) 飛機(jī)的升降舵通道控制指令的給定量和航跡傾角變化量，計(jì)算飛機(jī)的指令補(bǔ)償項(xiàng)。
[0050] 圖2是本發(fā)明實(shí)施例二中的一種飛機(jī)的速度控制方法的流程圖，如圖2所示，所述 方法具體可以包括如下步驟：
[0051] 步驟201、依據(jù)飛機(jī)的預(yù)設(shè)速度和現(xiàn)時(shí)速度，計(jì)算飛機(jī)的初始給定縱向過載值，其 中，當(dāng)飛機(jī)的氣壓高度大于預(yù)設(shè)高度值時(shí)，所述速度為馬赫數(shù)，當(dāng)飛機(jī)的氣壓高度小于預(yù)設(shè) 高度值時(shí)，所述速度為指示空速。
[0052] 步驟202、依據(jù)飛機(jī)的升降速度和氣壓高度，計(jì)算飛機(jī)的升降速度補(bǔ)償項(xiàng)。
[0053] 步驟203、依據(jù)飛機(jī)的升降舵通道控制指令的給定量和航跡傾角變化量，計(jì)算飛機(jī) 的指令補(bǔ)償項(xiàng)。
[0054] 其中，飛機(jī)的速度不但受發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響，也受飛機(jī)軌跡變化的影響。當(dāng)飛機(jī)軌 跡為直線時(shí)，飛機(jī)速度主要受發(fā)動(dòng)機(jī)推力影響。而當(dāng)飛機(jī)軌跡為曲線時(shí)，重力在飛機(jī)速度軸 上的分量發(fā)生變化，飛機(jī)速度同時(shí)受發(fā)動(dòng)機(jī)推力和軌跡變化的影響。當(dāng)飛機(jī)軌跡為曲線時(shí)， 例如飛機(jī)處于典型的高度捕獲階段，飛機(jī)的速度控制的誤差較大。
[0055] 為了克服此問題，理論上較好的方法是在自動(dòng)推力控制回路中引入航跡傾角的補(bǔ) 償項(xiàng)。這是因?yàn)轱w機(jī)的能量E可以表示為：
其中m為飛機(jī)質(zhì)量，g為重力加速度常數(shù)，Η為飛機(jī)對(duì)地高度， ， V為飛機(jī)真空速。
[0057] 對(duì)上式取微分，可得飛機(jī)的能量的變化率為：
[0059] 其中，PFA為航跡傾角，在短周期內(nèi)，可以認(rèn)為V不變，F(xiàn)PA變化不大，對(duì)上式取增量 形式，則有：
[0061] 其中，飛機(jī)的能量由發(fā)動(dòng)機(jī)推力T和氣動(dòng)阻力D控制，可以認(rèn)為氣動(dòng)阻力D在短時(shí) 間內(nèi)不變，則對(duì)于飛機(jī)推力和阻力做功導(dǎo)致飛機(jī)能量變化率，有左=0- - Z))F，若D不變， 則J：的增量?jī)H僅由推力T的增量產(chǎn)生，對(duì)上式取增量形式Δ左=ΚΔΓ，由此可得在短周期 內(nèi)有
[0062] 也就是說，飛機(jī)的推力同時(shí)影響飛機(jī)的航跡傾角FPA和飛機(jī)的加速度f，如果在 飛機(jī)航跡變化時(shí)，使推力相應(yīng)變化量滿足
》保持飛機(jī)的加速 度為零，則飛機(jī)的速度可保持不變。所以一個(gè)較理想的補(bǔ)償形式是在自動(dòng)推力速度控制算 法的縱向加速度控制回路的輸入端加上給定航跡傾角FPAc和飛機(jī)的現(xiàn)時(shí)航跡傾角FPA之 差Δ FPA，從而使航跡傾角的變化Δ FPA能夠得到等量推力的補(bǔ)償。
[0063] 當(dāng)升降舵通道控制指令為過載指令時(shí)，給定量為法向過載增量Δ Nz_c，要補(bǔ)償飛 機(jī)的航跡傾角FPA變化，可以使用以下控制算法：
[0064] ANz_c = (FPAc-FPA) *V*K = AFPA*V*K,
[0065] 其中FPAc為給定航跡傾角，F(xiàn)PA為飛機(jī)現(xiàn)時(shí)航跡傾角，V為飛機(jī)真速度，K為控制 參數(shù)。
[0066] 由此得到，當(dāng)升降舵通道控制指令為過載指令時(shí)，可增加如下指令補(bǔ)償項(xiàng)：
[0068] 其中，V為真空速和Κ為控制參數(shù)。
[0069] 同理，當(dāng)飛機(jī)升降舵通道控制指令為C*控制指令時(shí)，其給定量為C*_c，可增加如 下指令補(bǔ)償項(xiàng)：
[0071] 其中，
，是法向過載增量和俯仰角速度的綜合，Vco 為交叉速度參數(shù)，q_c為指令俯仰角速度，g為重力加速度常數(shù)。
[0072] 步驟204、依據(jù)所述初始給定縱向過載值、升降速度補(bǔ)償項(xiàng)和指令補(bǔ)償項(xiàng)，計(jì)算飛 機(jī)的預(yù)設(shè)縱向過載值。
[0073] 具體的，將所述初始給定縱向過載值、升降速度補(bǔ)償項(xiàng)和指令補(bǔ)償項(xiàng)進(jìn)行加和，得 到飛機(jī)的預(yù)設(shè)縱向過載值。
[0074] 步驟205、依據(jù)所述預(yù)設(shè)縱向過載值和飛機(jī)的加速度估計(jì)值，計(jì)算預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn) 速，并將所述預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速輸出給發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器，以進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控 制。
[0075] 本實(shí)施例的技術(shù)方案依據(jù)飛機(jī)的升降速度和氣壓高度，計(jì)算飛機(jī)的升降速度補(bǔ)償 項(xiàng)，并依據(jù)飛機(jī)的升降舵通道控制指令的給定量和航跡傾角變化量，計(jì)算飛機(jī)的指令補(bǔ)償 項(xiàng)，進(jìn)而依據(jù)所述初始給定縱向過載值、升降速度補(bǔ)償項(xiàng)和指令補(bǔ)償項(xiàng)，計(jì)算飛機(jī)的預(yù)設(shè)縱 向過載值，解決了不考慮飛機(jī)升降率的影響僅控制飛機(jī)加速度為零導(dǎo)致的飛機(jī)爬升或下降 時(shí)對(duì)指示空速或馬赫數(shù)的控制有靜態(tài)誤差的問題，提高了飛機(jī)在爬升和下降時(shí)速度控制的 精度。
[0076] 實(shí)施例三
[0077] 本實(shí)施例以上述實(shí)施例為基礎(chǔ)提供了一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例，圖3是本發(fā)明實(shí)施例三中 的一種飛機(jī)的速度控制方法的實(shí)施圖，如圖3所示，所述方法的具體實(shí)施過程如下：
[0078] 首先由預(yù)設(shè)指示空速Vi_c (或者預(yù)設(shè)馬赫數(shù)Ma_c)與飛機(jī)現(xiàn)時(shí)指示空速Vi (或者 現(xiàn)時(shí)馬赫數(shù)Ma)通過第一減法器301求差，再通過第一比例環(huán)節(jié)302得到初始縱向過載，所 述初始縱向過載與指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)303輸出的指令補(bǔ)償項(xiàng)和速度補(bǔ)償環(huán)節(jié)304輸出的升降速 度補(bǔ)償項(xiàng)通過第一加法器305相加，在通過第一限幅器306后得到預(yù)設(shè)縱向過載。通過估 計(jì)環(huán)節(jié)307得到飛機(jī)的現(xiàn)時(shí)縱向過載，所述預(yù)設(shè)縱向過載和現(xiàn)時(shí)縱向過載通過第二減法器 308相減后，再利用前饋環(huán)節(jié)309、第二比例環(huán)節(jié)310、第三比例環(huán)節(jié)311、積分環(huán)節(jié)312以及 第二加法器313實(shí)現(xiàn)飛機(jī)速度軸上加速度的閉環(huán)控制，得到發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，其中，前饋環(huán)節(jié)系 數(shù)K1、第二比例環(huán)節(jié)系數(shù)K2、第三比例環(huán)節(jié)系數(shù)K3可以根據(jù)飛機(jī)外部參數(shù)（如氣壓高度和 馬赫數(shù)）進(jìn)行調(diào)整，積分環(huán)節(jié)312應(yīng)采取限幅防止積分環(huán)節(jié)出現(xiàn)飽和。在第二加法器313之 后采用第二限幅器314,得到預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，并輸出給發(fā)動(dòng)機(jī)全權(quán)限數(shù)字電子控制器。所 述第二限幅器313的作用是使給定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速處于自動(dòng)推力系統(tǒng)允許給出的推力范圍之 內(nèi)。
[0079] 圖4A是本發(fā)明實(shí)施例三中的升降舵控制指令為過載指令時(shí)指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)示意 圖，如圖4A所示，當(dāng)飛機(jī)升降舵通道控制指令為過載指令時(shí)，指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)303包括第一除 法器315和第二除法器316,法向過載增量△ Nz_c、真空速V和控制參數(shù)K通過指令補(bǔ)償環(huán) 節(jié)303得到指令補(bǔ)償項(xiàng)S1。
[0080] 圖4B是本發(fā)明實(shí)施例三中的升降舵控制指令為C*控制指令時(shí)指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)示意 圖，如圖4B所示，當(dāng)飛機(jī)升降舵通道控制指令C*控制指令時(shí)，指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)303包括第三 除法器315a、第四除法器316a和第三加法器317，給定量C*_c、交叉速度參數(shù)Vco和控制參 數(shù)K通過指令補(bǔ)償環(huán)節(jié)303得到指令補(bǔ)償項(xiàng)S1。
[0081] 圖5是本發(fā)明實(shí)施例三中的升降速度補(bǔ)償環(huán)節(jié)示意圖，如圖5所示，速度補(bǔ)償環(huán)節(jié) 304包括第一乘法器318、第二乘法器319、第五除法器320和第一取反環(huán)節(jié)321。
[0082] 本實(shí)施例的技術(shù)方案通過速度補(bǔ)償環(huán)節(jié)計(jì)算飛機(jī)的升降速度補(bǔ)償項(xiàng)，通過指令補(bǔ) 償環(huán)節(jié)計(jì)算飛機(jī)的指令補(bǔ)償項(xiàng)，并依據(jù)初始給定縱向過載值、升降速度補(bǔ)償項(xiàng)和指令補(bǔ)償 項(xiàng)，計(jì)算飛機(jī)的預(yù)設(shè)縱向過載值，結(jié)合飛機(jī)的現(xiàn)時(shí)縱向過載，計(jì)算預(yù)設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，進(jìn)而進(jìn) 行飛機(jī)速度控制，解決了不考慮飛機(jī)升降率的影響僅控制飛機(jī)加速度為零導(dǎo)致的飛機(jī)爬升 或下降時(shí)對(duì)指示空速或馬赫數(shù)的控制有靜態(tài)誤差的問題，提高了飛機(jī)在爬升和下降時(shí)速度 控制的精度。
[0083] 實(shí)施例四
[0084] 圖6是本發(fā)明實(shí)施例四中的一種飛機(jī)的速度控制裝置的結(jié)構(gòu)圖。如圖6所示，所述 裝置具體可以包括初始過載計(jì)算模塊401、速度補(bǔ)償計(jì)算模塊402、預(yù)設(shè)過載計(jì)算模塊403 和轉(zhuǎn)速計(jì)算模塊404,其中，
[0085] 初始過載計(jì)算模塊401，用于依據(jù)飛機(jī)的預(yù)設(shè)速度和現(xiàn)時(shí)速度，計(jì)算飛機(jī)的初始給 定縱向過載值，其中，當(dāng)飛機(jī)的氣壓高度大于預(yù)設(shè)高度值時(shí)，所述速度為馬赫數(shù)，當(dāng)飛機(jī)的 氣壓高度小于預(yù)設(shè)高度值時(shí)，所述速度為指示空速；
[0086] 速度補(bǔ)償計(jì)算模塊402,用于依據(jù)飛機(jī)的升降速度和氣壓高度，計(jì)算飛機(jī)的升