[发明专利]一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法

权利要求书

1.一种固定翼飞机典型飞行模式教学演示装置控制方法，包括如下步骤：

通过三个轴向可以调节的平台来承载模型飞机(16)，并控制该平台在三个轴向上的转动，模拟飞机的飞行姿态；

控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的控制指令分别是俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ；

通过外设飞行摇杆控制模型飞机姿态，设δ_俯仰、δ_滚转、δ_偏航分别为摇杆俯仰、滚转和偏航的三轴操纵量，控制器中俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和偏航驱动舵机的初始位置指令为0，由于飞行员操纵飞机时摇杆俯仰的操纵量与其期望的角速度成正比，此时控制器的俯仰驱动舵机输出指令是对摇杆俯仰操纵量的积分，即

θ＝K_俯仰∫δ_俯仰dt

所述K_俯仰是可调比例系数，由于飞机横侧向的气动力耦合，即当飞机具有滚转角时其航向会随之发生变化，而当飞行员操纵航向时，会引起滚转角的改变，此时控制器输出的滚转驱动舵机的控制指令是对摇杆滚转操纵量的积分，航向驱动舵机的控制指令是对摇杆偏航操纵量的积分，摇杆滚转操纵量的积分和摇杆偏航操纵量的积分是相互交联的，即

φ＝K_滚转∫δ_滚转dt+K_滚转交叉∫δ_偏航dt

ψ＝K_偏航∫δ_偏航dt+K_航向交叉∫φdt

所述K_滚转交叉是由于偏航操纵指令引起的滚转交叉控制比例系数，K_航向交叉是由于滚转角产生的偏航运动比例系数；

纵向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到纵向瞬态扰动后表现出来的短周期运动和长周期运动中的俯仰角变化过程；

纵向短周期模态表现为在扰动消失后，飞机俯仰角快衰减振荡的过程，而最终的俯仰角将会稳定在初始俯仰角和扰动导致的最大俯仰角之间某一个值，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_max是扰动引起的最大俯仰角，K_稳态是可调的稳态俯仰角比例系数，K_短周期是可调的短周期振荡比例系数，ζ_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期阻尼比，ω_{俯仰短周期}是俯仰方向上的短周期振荡频率，是衰减振荡函数，该衰减振荡函数在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

纵向长周期运动模态表现为飞机的俯仰角变化过程近似于一个慢速衰减振荡过程，持续时间较长，控制器输出的俯仰驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述θ_稳态为最终稳态俯仰角，K_长周期是可调的长周期振荡比例系数，ζ_{俯仰长周期}是俯仰方向长周期阻尼比，ω_{俯仰长周期}是俯仰方向上的长周期振荡频率，是衰减振荡函数，该衰减振荡函数在初始时刻最大，随着时间变化最终趋向于0；

横向典型运动模态演示控制方法用于演示常规布局飞机在受到横向扰动后表现出来的滚转模态、荷兰滚模态和螺旋模态中的姿态角变化过程；

滚转模态表现为飞机横向扰动消失后，滚转角的快速衰减振荡过程，控制器输出的滚转驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

所述K_滚转模态是可调的滚转模态比例系数，ζ_滚转模态是滚转模态的阻尼比，ω_滚转模态是滚转模态中的振荡频率，φ随着时间变化最终趋向于0；

荷兰滚模态表现为飞机横向滚转角和航向偏航角的交替耦合振荡，滚转角和偏航角的交替耦合振荡具有相同频率，且偏航角的振荡滞后滚转角突出交替耦合振荡特点，忽略振荡衰减因素，控制器输出的滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

φ＝K_{荷兰滚-滚转}cosω_荷兰滚t

所述K_{荷兰滚-滚转}是荷兰滚中滚转角变化比例系数，ω_荷兰滚是荷兰滚振荡频率，K_{荷兰滚-偏航}是荷兰滚中偏航角变化比例系数；

螺旋模态表现为滚转、航向和俯仰方向的耦合，是飞机的滚转角由0初始状态逐步变化到俯仰角由0初始状态逐步减小到偏航角等速旋转，控制器输出的俯仰驱动舵机、滚转驱动舵机和航向驱动舵机的控制指令随时间变化的函数如下：

θ＝-tan^-1ω_螺旋t

φ＝tan^-1ω_螺旋t

ψ＝ω_螺旋t

所述ω_螺旋是螺旋模态下的固有频率。