一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法与流程

本发明属于直升机大气系统领域，涉及一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法。

背景技术：

1、直升机飞行时，整个机身均处于主旋翼旋转产生的尾流包裹中，大气数据系统用于感受外界气动环境的空速管安装于前机身上，直升机旋翼转动时在桨尖位置产生较强劲的旋翼尾流，随着前飞速度的增加旋翼尾流逐渐向后倾斜，在这个过程中，当旋翼尾流倾斜至空速管安装位置时，将会对空速管总压感受产生较大影响。受旋翼尾流影响出现大气参数不稳定的问题在所难免，这也是直升机大气测量先天性问题，特别在直升机机动飞行状态下，问题尤为突出。

2、在自动控制飞行过程中，飞控系统在接收到大气数据系统实时测量的空速信号后，与空速基准作差形成闭环负反馈控制，通过控制率解算，向俯仰内回路传递俯仰角控制指令，通过俯仰角改变，以控制机体速度按预期增长。当大气数据系统在增速过程中出现卡滞不增长的情况时，与预期不相符，飞控将控制直升机低头以期增速，导致机体出现不合适的较大的俯仰姿态变化，影响飞行控制和飞行感受。

技术实现思路

1、本发明的目的：本发明创造所要解决的正是在爬升过程中空速出现卡滞不增长的问题。

2、本发明的技术方案：

3、第一方面，提供一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法，包括：

4、步骤1、在直升机爬升过程中，识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的起始点；

5、步骤2、进入起始点之后，认为测量空速达到速度停滞区，引入惯性纵轴加速度积分运算补偿不增长的空速，利用互补滤波器将修正空速与测量空速进行融合，直到识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的退出点。

6、进一步的，方法还包括：

7、在测量空速不在速度停滞区，使用实际测量空速。

8、进一步的，起始点具备及速度停滞区的条件包括：

9、1)自动复飞或自动向上过渡模态接通；

10、2)测量空速vi∈(85,130)；

11、3)防止转弯时进入修正；

12、4)惯性数据即纵轴加速度、横轴加速度、横滚角有效。

13、进一步的，退出点具备的条件包括：

14、起始点具备及速度停滞区的条件中任一条不满足，退出；退出时2s平滑过渡至测量值；

15、安全性强制退出条件：

16、空速修正期间，输出空速若大于140km/h则强制退出，标记强制退出标识，且本次飞行不再进入修正。

17、进一步的，补偿不增长的空速的补偿公式为：

18、

19、式中ax为纵轴加速度，vmin为进入起始点时的测量空速，vmax为退出点的测量空速。

20、进一步的，融合公式为：

21、vo＝(1-α)*vc+α*vi；vi:vmin→vmax，α:0→1；

22、vi为待补偿的测量空速，vc为补偿后的空速，vo为替代测量空速的输出空速，α为权重。

23、进一步的，空速测量卡滞是旋翼尾流倾斜至大气机压力受感器安装位置时，影响压力受感器总压感受所导致的。

24、第二方面，提供一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行实现上述方法。

25、本发明的有益效果：

26、本发明提供一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法，与现有的大气参数解算算法试验效果对比见下图，直升机空速卡滞修正算法可以改善空速输出，更能够更加接近真实空速，更加有益于飞行控制，提高了飞行品质。

技术特征：

1.一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，起始点具备及速度停滞区的条件包括：

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，退出点具备的条件包括：

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，补偿不增长的空速的补偿公式为：

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，融合公式为：

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，空速测量卡滞是旋翼尾流倾斜至大气机压力受感器安装位置时，影响压力受感器总压感受所导致的。

8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行实现上述权利要求1-7任一项所述的方法。

技术总结
本发明属于直升机大气系统领域，涉及一种融合惯性信息的直升机旋翼尾流下空速修正方法。该方法包括：步骤1、在直升机爬升过程中，识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的起始点；步骤2、进入起始点之后，认为测量空速达到速度停滞区，引入惯性纵轴加速度积分运算补偿不增长的空速，利用互补滤波器将修正空速与测量空速进行融合，直到识别旋翼尾流导致空速测量卡滞的退出点。

技术研发人员：宣晓刚,邢艳灯,樊雨东
受保护的技术使用者：太原航空仪表有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/6/5