[0001] 本发明属于民机适航符合性评估领域，特别涉及一种用于民机操稳特性适航符合性评估的指令激发器。

[0002] 基于数字模拟飞行是一个应用前景广阔的技术，具体是指在设计阶段，工程技术人员在对飞机飞行动力学和驾驶员操纵进行数学建模的基础上，利用数字计算机对特定的考核飞行任务进行人机闭环仿真计算，并依据所得结果考察飞机飞行和运营的安全性以及操纵特性是否能够满足设计的要求。常规的飞行仿真方法多是计算飞机在给定输入下的开环响应，而数字虚拟飞行在引入驾驶员操纵模型后，较充分地考虑了驾驶员的操纵行为特征，可以完成适航标准所规定的闭环飞行任务的仿真。此外，与严格意义上的虚拟飞行相比，数字虚拟飞行不需要硬件支持和真实驾驶员参与，具有更好的经济性，同时放宽了在线实时计算的要求，从而允许更为精细、准确的飞机系统运动建模，尤其适用于对飞机设计方案中操稳特性及适航符合性的评估。因此，该数字虚拟飞行方法有效克服了经验公式和工程估算方法的不足，能够更加准确有效、方便快捷地评估民机飞行性能的适航符合性。

[0003] 然而，在使用数字模拟飞行在民机设计早期进行操稳特性适航符合性评估时，实现各个具体条款的操作动作指令数字化、自动化就是最关键的一步，精准地动作指令设计才能保证符合性的准确评估。

[0075] 下面结合附图和实施例进一步描述本发明，应该理解，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

[0076] 本实施例首先根据CCAR25 PartB分部中相关适航条款(如图1所示，民机操稳特性相关适航条款共计14条)的仿真操纵要求，依据功能需求设计了5种功能模块：模拟操纵驾驶杆或蹬脚蹬模块、飞机构型切换模块、飞机纵向姿态保持模块、飞机横向姿态保持模块以及飞机航向姿态保持模块；接着按照飞机的纵杆、侧杆、脚蹬和油门4个操纵通道所实现的功能不同将动作划分为3类：纵向动作子集、横航向动作子集和其他动作子集，其中各动作集中各个操纵通道的指令结构设计均调用了所设计的5种功能模块。

[0077] 如图2所示，本实施例的民机操稳特性适航符合性评估动作集包括纵向动作子集、横航向动作子集和其他动作子集，其中，纵向动作子集包括CCAR25.145纵向操纵动作、CCAR25.173纵向静稳定性动作、CCAR25.203失速特性动作、CCAR25.231纵向稳定性和操纵性动作、CCAR25.255失配平特性动作；横航向动作子集包括CCAR25.147横航向操纵动作、CCAR25.149最小操纵速度动作、CCAR25.177横航向静稳定性动作；其他动作子集包括CCAR 25.181动稳定性动作和CCAR 25.233地面航向操稳特性动作。

[0078] 进一步地，作为动作集设计的首要环节，功能模块的设计需求来源于CCAR25部适航条款研究，本实施例的5种功能模块分别实现如下5种适航功能需求：

[0079] 1)模拟操纵驾驶杆或蹬脚蹬模块：用于模拟驾驶员匀速、缓慢或快速地推拉杆、蹬脚蹬或压侧杆，对应的指令数学表达式为：

[0080] F1＝k1t或Fc-Δ  (1)

[0081] 其中，F1为驾驶杆杆力；k1为开环驾驶杆或脚蹬通道增益；t为采样时间；Fc为杆力初始值；Δ为单位采样时间的增量；

[0082] 2)飞机构型切换模块：用于在飞行过程中实现飞机构型(襟翼、起落架、扰流板等)的切换，对应的指令数学表达式为：

[0083] δT＝0-1或cons  (2)

[0084] 其中，δT为油门输入值，cons为飞机构型的常值。

[0085] 3)飞机纵向姿态保持模块：用于将侧杆和脚蹬作为主操纵输入，纵杆和油门作为辅助性功能输入，实现飞机纵向姿态的保持，对应的指令数学表达式为：

[0086]

[0087] 其中，Fe为纵杆杆力；Fec为纵杆初始杆力；q为飞机的俯仰角速度，k2为俯仰角速度q反馈通道的增益；Tlq为俯仰角速度q反馈通道的滞后补偿时间常数；γ为飞机的航迹倾角，k3为航迹倾角γ反馈通道的增益； 为航迹倾角γ反馈通道消除稳态误差环节的增益；s为复变量。

[0088] 4)飞机横向姿态保持模块：用于将纵杆和油门作为主操纵输入，侧杆作为辅助性功能输入，实现飞机横向姿态的保持，对应的指令数学表达式为；

[0089]

[0090] 其中，Fa为侧杆杆力；Fac为侧杆初始杆力；p为飞机的滚转角速度，k4为滚转角速度p反馈通道的增益；Tlp为滚转角速度p反馈通道的滞后补偿时间常数；r为飞机的偏航角速度，k5为偏航角速度r反馈通道的增益；Tlr为偏航角速度r反馈通道的滞后补偿时间常数。

[0091] 5)飞机航向姿态保持模块：用于将纵杆和油门作为主操纵输入，脚蹬作为辅助性功能输入，实现飞机航向姿态的保持，对应的指令数学表达式为：

[0092]

[0093] 其中，Fr为脚蹬力；Frc为脚蹬初始力。

[0094] 特别地，推拉杆模块中可通过设置增益k1以及增量Δ的大小来实现不同增幅和不同速率的指令输出，以匀速、缓慢、快速推拉杆；构型、油门和起落架等切换模块可通过设置不同的常值来代表各个位置状态，例如0代表收起，1代表放下；纵向姿态保持功能模块可通过在纵杆通道中引入俯仰角速度和航迹倾角状态反馈控制来实现飞机纵向姿态的保持；横向姿态保持功能模块可通过侧杆通道中引入滚转角速度和偏航角速度状态反馈控制来实现飞机横向姿态的保持；航向姿态保持功能模块可通过脚蹬通道引入偏航角速度r反馈控制实现飞机航向姿态的保持。纵向姿态保持功能模块以及横向姿态保持功能模块的结构设计分别如图3和图4所示，图中，Yγ为驾驶员操纵航迹倾角模型，Yq为驾驶员操纵俯仰角速度模型，δe为飞机升降舵舵偏角，Yp为驾驶员操纵滚转角速度模型，Yr为驾驶员操纵偏航角速度模型，δa为飞机副翼舵偏角。

[0095] 进一步，本实施例按照飞机的纵杆、侧杆、脚蹬、油门4个操纵通道分别设计上述动作集的指令。其中各个操纵通道的指令均为组合型指令，具体由初始开环输入(Step阶跃值、Cons常数值、Ramp斜坡信号)指令、飞机实时状态量反馈控制增量指令以及飞机构型切换指令(油门开关、襟翼切换和起落架收放等)合成。

[0096] 各个操纵通道的指令生成模型设计过程如下：

[0097] 在一般的数字虚拟飞行任务仿真中，指令生成模型分为内环(Inner-loop)和外环(Outer-loop)两环控制结构，内环控制跟踪飞机的姿态指令然后给出舵面操纵量，如图5所示，图中，H为飞机的高度，V为飞机的速度，ψ为飞机的偏航角，β为飞机的侧滑角，θ为飞机的俯仰角， 为飞机的滚转角，T为油门；βc为飞机的参考侧滑角，θc为飞机的参考俯仰角，为飞机的参考滚转角，Tc为参考油门；δr为飞机方向舵舵偏角，δt为油门输出。

[0098] 外环控制依据飞机的飞行姿态、速度和航迹姿态角的要求生成姿态指令。其中外环模型不具有一般的形式，具体形式因操纵通道、飞行任务甚至驾驶员的个人操纵习惯而异，例如在起降过程的空中段，指令生成模型的外环控制器由高度、航向和速度3个控制器组成，分别实现对高度、航向和速度的跟踪或保持，相应地产生俯仰姿态、滚转姿态和推力调整指令；内环控制器由滚转、俯仰、偏航以及推力控制器4个控制器组成，分别以滚转姿态、俯仰姿态、侧滑以及推力指令作为输入来控制副翼、升降舵、方向舵和油门通道的操纵量。

[0099] 本实施例的纵向动作子集的操纵策略及指令设计如图6所示，图中，δ0为初始指令输入，Vc为飞机的参考速度，Hc为飞机的参考高度；Yvh为驾驶员操纵速度高度模型，Yαθγ为驾驶员操纵迎角俯仰角航迹倾角模型，其中，飞机的速度和高度可通过油门通道和俯仰通道共同控制；对于俯仰通道俯仰角、航迹倾角和迎角的设计，应使飞机尽可能维持或达到要求的角度；使滚转通道和偏航通道初始输入为零，通过引入滚转角速度和偏航角速度反馈，必要时保持飞机横航向姿态稳定。纵向动作子集结构对应的外环控制结构初始指令输入为：

[0100]

[0101] 其中，δ0代表初始指令输入，可由各种数学模块组合而成，例如阶跃值、常值以及斜坡信号等的数学模块；cons为常值，step为阶跃信号，ramp为斜坡信号；H0为初始高度，ΔH为高度变化量。

[0102] 本实施的横航向动作子集结构如图7所示：图中Yφ为驾驶员操纵滚转角模型，Yψ为驾驶员操纵偏航角模型，δr0为方向舵初始输入。使油门通道保持初始输入不变；在俯仰通道引入俯仰角速度q和航迹倾角γ反馈使飞机尽可能维持或达到要求的角度；使滚转通道和偏航通道初始输入为初始脚蹬或侧杆力以及初始滚转角、偏航角要求，反馈环节通过引入滚转角速度p和偏航角速度r反馈，来使飞机达到并保持预期要求的横航向姿态。横航向动作子集对应的初始指令输入为：

[0103]

[0104] 其中，φc、ψc分别表示条款要求保持或达到的飞机滚转角和飞机偏航角，作为外环输入参数；δT0为初始油门输入，δTcmd为油门参考值，δa0为开环副翼初始输入，φcmd为飞机滚转角参考值，ψcmd飞机偏航角参考值。

[0105] 下面通过CCAR25.145纵向操纵、CCAR25.173纵向静稳定性和CCAR25.203失速特性纵向动作设计来详细说明本发明的纵向动作子集。

[0106] 图8为CCAR25.145纵向动作纵杆指令示意图，图中Fmax1为纵杆最大推力，Fmax2为纵杆最大拉力，Fe1为纵杆最终稳态值。在CCAR25.145动作设计过程中，当飞机速度大于失速警告速度VSW且纵向操纵力小于222N的情况下，缓慢拉杆，否则缓慢推杆直至速度增大到1.6VSR(基准失速速度)或者最大襟翼最大放下飞行速度VFE，之后缓慢松杆。纵杆通道引入速度反馈作为触发判据，先给一个逐渐递增的开环信号拉杆，速度触发警告后，反向输入一个递增的开环信号推杆，触及1.6VSR后，纵杆改为引入俯仰角速度q反馈来维持飞机姿态稳定。其中各阶段的纵杆指令如下：

[0107]

[0108] 其中，Tq为滞后补偿时间常数，主要起指令平滑和滤波作用。

[0109] 图9为CCAR25.173纵向动作纵杆指令示意图，图中t1为拉杆过程中松杆时间，t2为推杆过程中松杆时间。纵杆通道采用“稳定式”推拉杆法，即推杆时，先保持稳定的斜率增加杆力，速度也随之增加，当速度达到上限，杆力不再增加，保持此时的最大杆力，然后缓慢松开纵杆，直到归零；同理拉杆时，先保持稳定的斜率增加杆力，速度随之减小，当速度达到下限，杆力不再增加，保持此时的最大杆力，然后缓慢松开纵杆，直到归零；侧杆通道引入滚转角速度p和偏航角速度r反馈，脚蹬通道引入偏航角速度r反馈来实现在进行纵向操纵时维持飞机原有的横航向姿态。从推拉杆到触发速度限制，再到逐渐松杆，其中各阶段纵杆指令设计如下所示：

[0110]

[0111] 其中，为保证推拉杆过程中速度变化得过快或者响应过慢，驾驶员操纵增益k1大小为指令设计的核心点，经过测试，暂取2。

[0112] 图10为CCAR25.203纵向动作结构，图中Yh为驾驶员操纵高度模型，Yθ为驾驶员操纵俯仰角模型。操纵指令设计逻辑为开始给一个开环稳定递增的信号模拟拉杆，采取每个采样时间点增加0.03N的拉力，拉力递增，其中失速触发判据为：引入俯仰角变化率 和高度变化率 反馈，当 时或 达到-2.0为失速；失速后纵杆乘以比例系数0.996模拟逐渐松杆；失速后改出阶段纵杆先快速松杆至30N，再引入俯仰角速度q反馈进行自动调节，同时油门快速增大10％，当俯仰角加速度 的绝对值小于0.005且俯仰操纵力的绝对值小于10N，判定已经改出；改出后油门通道引入高度变化率 反馈缓慢收回至原配平值。从拉杆到触发失速条件，再到逐渐松杆改出，其中各阶段纵杆的指令激发如图11所示，指令表达式为：

[0113]

[0114] 其中，增量Δ取值应适中，暂取0.03N。

[0115] 下面通过CCAR25.149最小操纵速度和CCAR25.177横航向静稳定性动作设计来进一步说明本发明的横航向动作子集。

[0116] 本实施例的CCAR25.149横航向动作结构如图12所示，图中YV为驾驶员操纵速度模型。该动作中主要考虑临界发动机失效，飞机姿态和航向保持稳定，空中最小操纵速度VMCA(D)时油门的减小控制。故仿真过程中引入时间t反馈，在t时刻关闭临界发动机；侧杆通道引入飞机横向姿态保持模块；脚蹬通道引入飞机航向姿态保持模块；纵杆通道引入飞机纵向姿态保持模块共同来维持飞机的姿态稳定；在空中最小操纵速度VMCA(D)时油门通道引入速度变化率 反馈来维持速度稳定，其中各个通道的指令设计如下：

[0117]

[0118] 在升降舵操纵通道内环回路中，外环回路表示驾驶员根据航迹倾角偏差(γc-γ)来判断飞机所需的俯仰角变化量Δθc。驾驶员根据航迹倾角偏差(γc-γ)来判断Δθc，此外为模拟驾驶员根据航迹倾角偏差(γc-γ)的积累对Δθc进行修正以减小γ的稳态误差的行为，引入积分环节。其中油门通道的指令设计为：

[0119]

[0120] 其中，tEF为关键发动机突然发生停车的时刻，Dp-c为关键发动机停车前油门，Dp-uc为关键发动机停车后油门，Dp-io和Dp-matp分别表示使发动机处于停车和最大可用起飞功率状态的油门偏度。

[0121] 本实施例的CCAR 25.149横航向动作脚蹬指令设计如图13所示，脚蹬操纵通道中，驾驶员在察觉关键发动机停车后，立即蹬舵使方向舵满偏Frc＝Fmax，Fmax为侧杆最大限制力，以尽可能减小飞机在关键发动机停车后的航向改变。当飞机的航向改变量逐渐变小时，根据偏航角速度的变化来操纵方向舵，来使飞机最终沿直线飞行。其中脚蹬通道各阶段的指令设计如下：

[0122]

[0123] 其中，tpd为自关键发动机停车瞬间到驾驶员察觉并开始采取操纵措施时的时间间隔；t1为在飞机航向改变量逐渐变小的过程中，驾驶员开始减小方向舵偏角的时刻；Fr-max为脚蹬向发动机正常工作一侧的最大操纵力。

[0124] 本实施例的CCAR 25.177横航向动作如图14所示，图中Yδr为驾驶员脚蹬操纵通道模型。驾驶员的操纵策略及指令为油门通道控制速度，使其尽可能保持初始飞行速度不变；俯仰通道控制航迹倾角γ，使飞机尽可能维持平飞，指令取γc＝0；滚转通道控制航迹偏角速度r，使航迹偏角在方向舵输入为稳态值时基本不变，指令取偏航角速度r＝0；偏航通道控制方向舵偏度，需从中立位置偏转至最大可用设计偏度，为了充分体现飞机能够实现定常直线侧滑飞行，采用阶梯式方向舵指令，且各方向舵偏度应持续足够长的时间。

[0125] 下面通过CCAR 25.181动稳定性动作设计来说明本发明的其他动作子集。

[0126] 本实施例的CCAR 25.181其他动作如图15所示，分别进行俯仰操纵和侧滑双向脉冲或方波操纵，激发短周期和荷兰滚振荡模态，操纵指令幅值大小适当，不至于导致明显非线性响应，并且有足够信号特征避免噪声影响，操纵频率ω接近模态的预测频率为佳，固有频率为2.05rad/s，周期 通过计算可得：F0＝50N左右。最终纵杆和脚蹬通道的指令设计为：

[0127]

[0128] 其中，TL、TI分别为超前补偿时间常数和滞后补偿时间常数，起到使指令平滑过滤作用，F0为开环常值指令。

[0129] 特别地，本发明还提供了一种基于上述动作集进行民机操稳特性适航符合性自动评估的方法，如图16所示，包括以下步骤：

[0130] S1：设计考核任务

[0131] 考核任务设计的出发点即适航条款要求，所选择的考核任务应与适航条款的要求具有最大程度的关联性。考核任务可以包括飞机构型参数、初始飞行状态、驾驶员操纵程序、使用条件等。

[0132] S2：设计动作集与建立人机闭环仿真模型

[0133] 每次飞行任务涉及多个操纵通道，每个操纵通道又涉及多个驾驶员模型，自动指令动作集的设计有类似自动驾驶模型的设计方法，比如跟踪高度、航迹角等，也涉及增稳控制方法。但该模块是面向适航要求的，操纵动作一部分直接来源于CCAR25适航条款以及咨询通告AC要求，另一部分来源于飞机的姿态保持或者机动要求，从飞机的输出信号反馈到驾驶模块，根据信号实时激发响应输入，其中还得重点关注条款对驾驶杆操纵的要求，比如杆力梯度等。同时适航符合性自动评估过程中所建立的人机闭环仿真模型应该包含飞机六自由度动力学模型、飞机控制系统模型、地面运动模型、风场模型以及动作集模型等。

[0134] S3：条款要求的各类测试任务仿真

[0135] 在对飞机的起飞、着陆、滑行及转弯等各种飞行任务进行数字虚拟飞行时，搭建人机闭环仿真模型。

[0136] S4：面向适航要求的评估准则，依据数字虚拟飞行得到的实时仿真曲线，可对飞机的操稳适航符合性予以评估，若飞机的操稳适航不符合评估标准，则需要对飞机进行改进设计。

[0137] 对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以对本发明的实施例做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。