一种飞机俯仰机动操纵过载杆力修正方法
摘要文本
本申请属于飞机操纵设计技术领域，具体涉及一种飞机俯仰机动操纵过载杆力修正方法，设计确定过载杆力修正模块启动的过载增量门限值，极限过载时过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，过载杆力修正模块产生的升降舵偏角一级梯度和二级梯度拐点，以及过载杆力修正模块中和杆位移相关的增益的参数，可在不增加最大俯仰操纵力数值的前提下，极大提高飞机的极限过载杆力和单位过载杆力，减轻飞机航线正常飞行中驾驶员的操作负担，增加极限过载杆力，提高飞机安全性。 数据由马 克 数 据整理
申请人信息
- 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
- 申请人地址:710089 陕西省西安市阎良区人民东路1号
- 发明人: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
专利详细信息
| 项目 | 内容 |
|---|---|
| 专利名称 | 一种飞机俯仰机动操纵过载杆力修正方法 |
| 专利类型 | 发明授权 |
| 申请号 | CN202311705141.9 |
| 申请日 | 2023/12/13 |
| 公告号 | CN117390774B |
| 公开日 | 2024/3/19 |
| IPC主分类号 | G06F30/15 |
| 权利人 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 |
| 发明人 | 吕新波; 范天伦; 齐万涛 |
| 地址 | 陕西省西安市阎良区人民东路1号 |
专利主权项内容
1.一种飞机俯仰机动操纵过载杆力修正方法，其特征在于，包括：飞机过载增量超过门限值0.35后，过载杆力修正模块开始启动；飞机正向极限过载2.5时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，为对应速度状态下最大升降舵正偏度的10％；飞机负向极限过载一1时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，为对应速度状态下最大升降舵负偏度的10％；飞机过载2.0时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，为对应速度状态下最大升降舵正偏度的2.5％；飞机过载0时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，为对应速度状态下最大升降舵负偏度的2.5％；飞机过载1.35到2.0时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，从0线性增加至对应速度状态下最大升降舵正偏度的2.5％；飞机过载从0.65到0.0时，过载杆力修正模块产生升降舵指令信号的偏转量，从0线性减小至对应速度状态下最大升降舵负偏度的2.5％；过载杆力修正模块产生的升降舵指令信号Δδ＝KK，其中，δdK为和杆位移相关的增益；δ为过载杆力修正模块增益，为飞机过载n以及飞机飞行速度V的函数；z在最大推杆杆位移的80％至最大拉杆杆位移的80％范围内，过载杆力修正模块中和杆位移相关的增益K取1；δ在最大推杆杆位移的80％至最大拉杆杆位移的80％范围外，过载杆力修正模块中和杆位移相关的增益K取0；δn＝-1，V＝280km/h时，K取-2.1；n＝-1，V＝420km/h时，K取-1；n＝-1，V＝550km/h时，K取-0.5；zdzdzdn＝0.0，V＝280km/h时，K取-0.53；n＝0.0，V＝420km/h时，K取-0.25；n＝0.0，V＝550km/h时，K取-0.13；zdzdzdn＝0.65，V＝280km/h时，K取0；n＝0.65，V＝420km/h时，K取0；n＝0.65，V＝550km/h时，K取0；zdzdzdn＝1.0，V＝280km/h时，K取0；n＝1.0，V＝420km/h时，K取0；n＝1.0，V＝550km/h时，K取0；zdzdzdn＝1.35，V＝280km/h时，K取0；n＝1.35，V＝420km/h时，K取0；n＝1.35，V＝550km/h时，K取0；zdzdzdn＝2.0，V＝280km/h时，K取0.63；n＝2.0，V＝420km/h时，K取0.3；n＝2.0，V＝550km/h时，K取0.15；zdzdzdn＝2.5，V＝280km/h时，K取2.5；n＝2.5，V＝420km/h时，K取1.2；n＝2.5，V＝550km/h时，K取0.6。zdzdzd