本发明属于飞行控制技术，具体涉及一种推杆失速保护控制方法。
背景技术：
飞机失速是因为飞机迎角超过临界迎角，机翼升力面出现严重的气流分离，导致飞机升力骤然下降，阻力急剧增大的现象，具体表现为飞机失去控制，自动进入滚转或飘摆状态，高度急剧降低，进而造成飞机失事。自飞机诞生以来，预防失速一直是飞机飞行安全的关键课题；从气动上来说，好的失速特性的飞机，在接近失速时机身会有明显的抖动提示，或者是失速后飞机升力和舵效不会很快的损失而导致很难改出失速。然而为了提高飞机巡航阶段的飞行性能，大部分飞机气动上设计的失速特性都很难满足失速提示的要求。因此，一般飞机上都安装了失速告警系统。
失速告警系统根据飞机状态信息，判断飞机接近失速状态时，能够发出语音、灯光、驾驶杆盘抖动等警告信号。但是一般飞行员很少接受失速训练，容易忽略掉失速告警信息，在得到失速告警时很少能采取正确的操纵动作，不能使飞机及时脱离危险的失速边界。从而需要一套控制系统在飞机临近失速时给驾驶杆一个自动的前推作用，使飞机自动低头摆脱失速临界状态。
技术实现要素：
发明目的：提出一种推杆失速保护控制方法，在飞机快要失速时使其自动低头来提示飞行员飞机现在即将进入危险的失速状态，从而使飞行员有充足的时间采取正确的操作来远离失速状态。
技术方案：一种推杆失速保护控制方法，包括：
步骤1：对推杆控制律输入信号包括：迎角、侧滑角、马赫数、襟翼位置、法向过载、驾驶杆位移信号进行低通滤波处理得到相应的滤波后信号，对侧滑角、马赫数、襟翼位置、法向过载、驾驶杆位移信号进行失效判断和安全值赋值；将迎角滤波后信号再通过一高通滤波器得到当前迎角变化率。
步骤2：如果迎角信号正常，将侧滑角、马赫数、襟翼位置信息作为告警迎角插值表的输入参数进行三维插值计算告警迎角，再通过公式：推杆迎角＝告警迎角+固定增益*当前迎角变化率+常数；计算得到推杆迎角；
步骤3：如果迎角信号失效，给推杆标志为假，为防止回杆过猛，延时后给推杆电机离合器断开标志为真；如果迎角信号正常且当前迎角小于告警迎角且推杆标志为假，给迎角告警标志为假；如果迎角信号正常且当前迎角大于告警迎角，给迎角告警标志为真；又如果迎角信号正常且当前迎角大于推杆迎角，则给推杆标志为真，并给推杆指令值为当前杆位移加上一个正值，为防止推杆过猛，延时后给推杆电机离合器接通标志为真；如果推杆标志为真且当前迎角小于告警迎角或当前法向过载小于一固定值，则给推杆标志为假，并给推杆指令值为当前杆位移减去上一个正值，为防止回杆过猛，延时后给推杆电机离合器接通标志为假；
步骤4：计算推杆失速保护的最终杆位移指令，所述最终杆位移指令初始化为零，实时运行时根据步骤3输出的推杆指令来解算：如果步骤3输出的推杆指令减当前的杆位移指令大于预先设置的速度门限上限，则输出的杆位移指令等于步骤3输出的推杆指令加该速度门限上限，如果步骤3输出的推杆指令减当前的杆位移指令小于预先设置的速度门限下限，则输出指令等于输入指令加该速度门限下限，其他情况下，最终杆位移指令等于步骤3输出的推杆指令；最后如果最终杆位移指令不超过预先设定上下限值，则输出最终杆位移指令，如果超出上限值，则输出上限值，如果超出下限值，则输出下限值。
有益效果
在飞机临近失速状态，推杆失速保护控制律可以通过推杆电动舵机带动驾驶柱在当前位置的基础上快速向前运动，从而带动升降舵下偏来给飞机施加一个低头力矩增量，这样就降低了飞机抬头的趋势，甚至使飞机低头运动来减小迎角。
该发明的优点在于不影响正常飞行阶段的飞行品质，并且给飞行员以明显的指示。避免飞机轻易进入失速状态。
附图说明
图1为推杆失速保护控制律在推杆失速保护系统中的实现原理图。
具体实施方式
按照飞行力学专业的国家标准GB/T14410.2-2008《飞行力学概念、量和符号第2部分：力、力矩及其系数和导数》，飞机抬头为正，低头为负；升降舵后缘下偏为正，上偏为负，由飞行力学原理可知，升降舵后缘下偏下偏对飞机质心产生低头力矩(即正舵偏产生负力矩，因此将产生负的俯仰角运动)。
由于飞机失速速度和飞机重量相关，很难根据当前的空速判断飞机是否失速；但由于失速的根本原因是迎角超过了临界迎角，使得升力系数或滚转力矩系数发生转折变化，因此对接近失速状态的判据可由当前迎角超过某一个具体的角度(后面称为推杆角度)来确定。根据工程经验，推杆角度一般小于临界角度大于告警角度；根据风洞吹风数据，临界角度随飞行马赫数的增大而减小，随襟翼位置的变化而变化；告警角度的变化规律和临界角度基本一致，这是因为工程设计上，告警角度一般要小于临界角度几度(具体值随着飞机类型不同而不同)。为避免飞机动态过程中进入失速，该推杆角度随迎角变化率的增大逐渐减小。
如图1所示，在飞行中，推杆失速保护系统全时工作，推杆失速保护控制律实时进行“信号处理(1)”，确认迎角信号、侧滑角信号、杆位移信号、马赫数信号、襟翼位置信号等是否有效，以及对有效信号进行滤波处理。
处理后信号再经过“临界角解算(2)”模块实时解算出当前的告警迎角和推杆迎角。
本发明的核心在于“推拉杆逻辑(3)”，它首先根据下面的条件生成失速告警标志给座舱语音或抖杆信号进行失速告警：如果当前迎角大于告警角度，失速告警为真；如果当前迎角小于告警角度一定角度，失速告警为假；其它条件下，失速告警标志值不变。又如果当前迎角继续增大到大于推杆角度且失速告警为真，推杆标志为真；如果失速告警为假，失推杆标志为假；其它条件下，推杆标志值不变。由于正常飞行时，迎角不会超过告警迎角，因此该“推拉杆逻辑(3)”不会影响飞机的常规操纵，不会对飞机飞行品质带来不利影响。
推杆标志为真时，计算机推杆指令由当前舵面指令快速变化到预先设置的舵面下偏指令值，这个快速变化的过程取决于“指令成型(4)”环节的设计。
当迎角减小到使得失速告警标为假时，推杆计算机指令又由推杆位置的开环指令经“指令成型(4)”环节逐渐恢复为平飞配平的杆位移指令。
以上所有支路指令最终均需通过“指令成型(4)”模块，以避免最终的推杆控制指令超过推杆电机行程权限范围，同时也限定了推和回杆的最大速度。
本发明提供一种推杆失速保护控制方法，包括：
步骤1：对推杆控制律输入信号包括：迎角、侧滑角、马赫数、襟翼位置、法向过载、驾驶杆位移信号进行低通滤波处理得到相应的滤波后信号，对侧滑角、马赫数、襟翼位置、法向过载、驾驶杆位移信号进行失效判断和安全值赋值；将迎角滤波后信号再通过一高通滤波器得到当前迎角变化率。
步骤2：如果迎角信号正常，将侧滑角、马赫数、襟翼位置信息作为告警迎角插值表的输入参数进行三维插值计算告警迎角，再通过公式：推杆迎角＝告警迎角+固定增益*当前迎角变化率+常数；计算得到推杆迎角；
步骤3：如果迎角信号失效，给推杆标志为假，为防止回杆过猛，延时后给推杆电机离合器断开标志为真；如果迎角信号正常且当前迎角小于告警迎角且推杆标志为假，给迎角告警标志为假；如果迎角信号正常且当前迎角大于告警迎角，给迎角告警标志为真；又如果迎角信号正常且当前迎角大于推杆迎角，则给推杆标志为真，并给推杆指令值为当前杆位移加上一个正值，为防止推杆过猛，延时后给推杆电机离合器接通标志为真；如果推杆标志为真且当前迎角小于告警迎角或当前法向过载小于一固定值，则给推杆标志为假，并给推杆指令值为当前杆位移减去上一个正值，为防止回杆过猛，延时后给推杆电机离合器接通标志为假；
步骤4：计算推杆失速保护的最终杆位移指令，所述最终杆位移指令初始化为零，实时运行时根据步骤3输出的推杆指令来解算：如果步骤3输出的推杆指令减当前的杆位移指令大于预先设置的速度门限上限，则输出的杆位移指令等于步骤3输出的推杆指令加该速度门限上限，如果步骤3输出的推杆指令减当前的杆位移指令小于预先设置的速度门限下限，则输出指令等于输入指令加该速度门限下限，其他情况下，最终杆位移指令等于步骤3输出的推杆指令；最后如果最终杆位移指令不超过预先设定上下限值，则输出最终杆位移指令，如果超出上限值，则输出上限值，如果超出下限值，则输出下限值。