一種飛機迎角保護控制方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空飛行控制技術領域，特別是涉及一種飛機迎角保護控制方法。
【背景技術】
[0002] 在飛行控制系統(tǒng)中，迎角保持功能是邊界保護功能中最重要的一項內(nèi)容。目前使 用的迎角限制器，通過迎角反饋抵消飛行員操縱指令實現(xiàn)迎角限制功能。若迎角限制功能 接通的提前量較小，反饋增益就必須設置很大，這樣雖然能夠?qū)崿F(xiàn)迎角限制目的，但是大迎 角控制律的魯棒性很差，傳感器信號稍有誤差迎角限制功能就會變差甚至失效，危及飛行 安全。若迎角限制功能接通的提前量較大，反饋增益設置較小，這樣雖然能夠?qū)崿F(xiàn)迎角限制 功能以及大迎角控制系統(tǒng)具有一定魯棒性，但是控制律必須提前較大量由控制增穩(wěn)轉換到 大迎角控制律，飛行員有效指令減小，桿力增加，飛行員負擔加重。目前的迎角保護功能必 須距離最大迎角較大提前量時就接通，由控制增穩(wěn)轉換到大迎角控制律，不僅增加飛行員 負擔，而且降低了中等迎角范圍內(nèi)的飛行品質(zhì)。
[0003] 因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術的至少一個上述缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種飛機迎角保護控制方法來克服或至少減輕現(xiàn)有技術 的中的至少一個上述缺陷。
[0005] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種飛機迎角保護控制方法，所述飛機迎角保護控 制方法包括:步驟1:收集飛機角速率信號、迎角信號；步驟2 :根據(jù)飛機所處狀態(tài)，計算得到 最大迎角；步驟3:設置迎角提前量，計算得到迎角閾值;步驟4:根據(jù)所述步驟2以及所述步 驟3中的數(shù)據(jù)，通過公式計算得到駕駛桿縱向告警位移以及指令迎角；步驟5:將所述步驟1 至所述步驟4中的數(shù)據(jù)通過迎角保護算法進行計算，從而得到微分支路信號、比例支路信 號、積分支路信號以及積分支路邏輯運算結果;步驟6:將控制增穩(wěn)積分支路信號與積分支 路信號進行比較，從而輸出兩者中的較大值，該較大值為取值邏輯值;步驟7:判斷取值邏輯 值是否為真，若是，則取所述步驟6中的較大值;若否，則取控制增穩(wěn)積分支路信號；步驟8: 根據(jù)所述步驟2至所述步驟7中的數(shù)據(jù)，通過數(shù)字仿真方法確定微分支路信號、比例支路信 號、積分支路信號以及滾轉角速率信號的增益，從而調(diào)整飛機的實際迎角，使該實際迎角不 超過所述步驟2中的最大迎角；步驟9:根據(jù)飛機所處的不同狀態(tài)，重復所述步驟1至所述步 驟7,從而得到飛機在不同狀態(tài)下的微分支路信號、比例支路信號、積分支路信號的增益值， 該增益值為使飛機調(diào)整迎角的信號。
[0006] 優(yōu)選地，所述步驟1中的飛機角速率信號包括滾轉角速率以及俯仰角速率。
[0007] 優(yōu)選地，所述步驟2中的飛機所處狀態(tài)包括如下信息：
[0008] 高度信息、馬赫數(shù)信息、起落架收放狀態(tài)信息以及襟縫翼位置信息。
[0009] 優(yōu)選地，所述步驟3中的迎角提前量為Δ asign，且Δ asign < 5.0。
[0010] 優(yōu)選地，所述步驟3中的計算得到迎角閾值采用公式為：
[0011] aSgin=amax-Aasign;其中，
[0012] amax表示飛機最大迎角，Aasign表示迎角提前量。
[0013] 優(yōu)選地，所述步驟4中的駕駛桿縱向告警位移采用如下公式計算：
?、其中，
[0014] Cyslgn表示迎角閾值對應的飛機升力系數(shù)，Q表示該飛行狀態(tài)下的動壓，S表示飛機 機翼面積，G表示飛機重量，Xe"表示單位過載桿位移。
[0015] 優(yōu)選地，所述步驟沖的指令迎角采用如下公式計算
其中，
[0016] Xe表示駕駛桿縱向位移，Xemin表示駕駛桿縱向后拉最大位移;amax是飛機失速迎 角；八~_是飛機最大迎角與告警迎角的差值;Xe slgn為駕駛桿縱向告警位移。
[0017]優(yōu)選地，所述步驟5中的微分支路信號采用如下公式進行計算：
[0018] 比例支路信號采用如下公式進行計算：
^S·?：
[0019] 積分支路信號采用如下公式進行計算：
[0020]
[0021 ]積分支路邏輯運算結果采用如下公式計算：
[0022]
[0023] ,、 ， 7
[0024] α表示飛機實時迎角，| ωχ|表示飛機滾轉角速率絕對值；(〇2表示飛機俯仰角速率， 表示滾轉角速率信號增益，ΚαΡ表示比例支路增益;Κα?表示積分支路增益;Ka D表示微分 支路增益;α是飛機實時迎角；ωχ是飛機滾轉角速率；ωζ是飛機俯仰角速率;amax是飛機失速 迎角；A~_是飛機最大迎角與告警迎角的差值;azad是飛機指令迎角;αι是積分支路信號； aD是微分支路信號;αρ是比例支路信號;Vu>gl。是邏輯運算結果的輸出值。
[0025] 本發(fā)明的飛機迎角保護控制方法能夠使迎角保護功能接通的提前量減小，不僅實 現(xiàn)迎角保護功能，使系統(tǒng)具有很好魯棒性，同時中等迎角范圍內(nèi)使用控制增穩(wěn)減輕飛行員 負擔，提尚飛彳丁品質(zhì)。
【附圖說明】
[0026] 圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的飛機迎角保護控制方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0027]為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下 面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0028]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護 范圍的限制。
[0029] 圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的飛機迎角保護控制方法的流程示意圖。
[0030] 如圖1所示的飛機迎角保護控制方法包括：步驟1:收集飛機角速率信號、迎角信 號;步驟2:根據(jù)飛機所處狀態(tài)，計算得到最大迎角；步驟3 :設置迎角提前量，計算得到迎角 閾值;步驟4:根據(jù)所述步驟2以及所述步驟3中的數(shù)據(jù)，通過公式計算得到駕駛桿縱向告警 位移以及指令迎角；步驟5:將所述步驟1至所述步驟4中的數(shù)據(jù)通過迎角保護算法進行計 算，從而得到微分支路信號、比例支路信號、積分支路信號以及積分支路邏輯運算結果;步 驟6:將控制增穩(wěn)積分支路信號與積分支路信號進行比較，從而輸出兩者中的較大值，該較 大值為取值邏輯值;步驟7:判斷取值邏輯值是否為真，若是，則取所述步驟6中的較大值;若 否，則取控制增穩(wěn)積分支路信號;步驟8:根據(jù)所述步驟2至所述步驟7中的數(shù)據(jù)，通過數(shù)字仿 真方法確定微分支路信號、比例支路信號、積分支路信號以及滾轉角速率信號的增益，從而 調(diào)整飛機的實際迎角，使該實際迎角不超過所述步驟2中的最大迎角;步驟9:根據(jù)飛機所處 的不同狀態(tài)，重復所述步驟1至所述步驟7,從而得到飛機在不同狀態(tài)下的微分支路信號、比 例支路信號、積分支路信號的增益值，該增益值為使飛機調(diào)整迎角的信號。
[0031] 在本實施例中，所述步驟1中的飛機角速率信號包括滾轉角速率以及俯仰角速率。 [0032]在本實施例中，所述步驟2中的飛機所處狀態(tài)包括如下信息：
[0033]高度信息、馬赫數(shù)信息、起落架收放狀態(tài)信息以及襟縫翼位置信息。
[0034]