一种迎角控制器的稳定性计算方法
【专利摘要】本发明公开了一种迎角控制器的稳定性计算方法，包含以下步骤：S1,计算飞机某一飞行状态下偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备；S4，计算迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备；S5，计算控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S6，计算迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S7，取幅值裕度的最小值作为迎角控制器的幅值裕度；取相位裕度的最小值作为迎角控制器的相位裕度；S8，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。本发明将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法转化为定量评价方法，得到飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数值。
【专利说明】
一种迎角控制器的稳定性计算方法
技术领域
[0001] 本发明涉及飞行控制技术领域，具体涉及一种迎角控制器的稳定性计算方法。
【背景技术】
[0002] 迎角控制器是飞行控制系统诸多边界保护功能中最重要的一项保护功能。现代高 性能飞机为了更好的发挥机动性能，经常在大迎角状态下飞行，甚至从平飞状态急剧满拉 杆(或满拉驾驶盘)迅速到达最大迎角飞行状态为了获得最佳的机动能力，但是飞机又不能 超过最大迎角，一旦超过最大迎角飞机很有可能失速或超过机体最大承载能力而解体，严 重威胁飞行安全。因此现代电传飞行控制系统中都具有迎角控制器实现迎角保护功能，使 飞行员能够无忧虑的操纵飞机，即使在大迎角状态下也不必担心迎角超过限制而造成飞行 安全，不仅很大程度上减轻飞行员负担，而且极大地缓解飞行员心里压力。由于飞机在大迎 角状态下气动特性变差，气动数据变化较大，因此迎角控制器能否稳定工作以及具有良好 的鲁棒特性直接影响着迎角保护功能的效果，进而影响着大迎角状态飞行安全。
[0003] 当前国内对迎角控制器的稳定性和鲁棒性检查主要通过定性的方法进行，即在整 个纵向控制律输出指令到平尾(或升降舵)时，把控制律指令乘以2使整个纵向控制律的增 益均增加1倍，然后通过快速满拉杆(或驾驶杆)观察飞机迎角是否超限以及迎角响应曲线 是否收敛，若迎角未超限及迎角响应曲线是收敛的，则认为迎角控制器是稳定的，否则迎角 控制器不稳定。由于2 01 g 2 = 6.0，所以该方法能够定性的确定迎角控制器具有6分贝的幅值 裕度，该方法仅定性给出了迎角控制器在参数摄动1倍情况下仍能稳定工作，但是参数具体 摄动多少时系统变为不稳定无法给出，同时迎角控制器时间延迟达到什么数值时系统变为 不稳定也无法给出。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供一种迎角控制器的稳定性计算方法，以解决或至少减轻背景 技术中所存在的至少一处的问题。
[0005] 本发明的原理是:为了充分发挥飞机的机动能力，飞机往往在大迎角状态飞行，但 大迎角状态飞行时迎角很容易超出最大值导致飞机失速或超出机体结构强度限制而发生 危险，因此飞行控制系统中具有迎角控制器，使迎角不超过最大值确保飞行安全。缓慢操纵 飞机时当迎角超过偏置迎角后，纵向控制由控制增稳转换到迎角控制，当迎角小于偏置迎 角后，纵向控制系统由迎角控制转换到控制增稳。急剧快速操纵飞机时即使迎角在偏置迎 角和最大迎角之间，由于法向过载及俯仰角速率经动态成型后形成一个信号，俯仰角速率、 迎角及偏置迎角经迎角限制后形成另一信号，通过逻辑取大值把两个信号中的较大值作为 输出信号，所以在偏置迎角和最大迎角之间有可能是控制增稳，也可能是迎角控制。由于飞 机在大迎角飞行时，气动特性变差，气动数据变化较大，所以为了确保飞行安全，迎角控制 系统必须稳定工作，对于参数摄动和系统延迟必须具有很好的适应性。在偏置迎角状态分 别计算控制增稳和迎角控制的稳定储备，同时在最大迎角状态分别计算控制增稳和迎角控 制的稳定储备，然后分别取4组稳定储备中幅值最小值及相位最小值作为迎角控制的稳定 储备，通过稳定储备即能判断迎角控制系统稳定性，又能确定迎角控制对参数摄动大小及 系统延迟多少的适应性。
[0006] 本发明的思路是:在气动外形(起落架位置，襟翼或襟缝翼位置等气动面)确定，已 知飞行高度和马赫数时，最大迎角是一个确定的值，根据迎角控制器的特点，该飞行状态下 的偏置迎角也是一个确定值，但比最大迎角要小。迎角在偏置迎角和最大迎角之间时，纵向 控制系统会在控制增稳和迎角控制之间切换，因此在偏置迎角和最大迎角状态时要分别计 算控制增稳和迎角控制的稳定储备。飞机气动数据采用线性插值方法处理，超过插值边界 的部分取插值边界值，由于偏置迎角和最大迎角之间是单调递增的规律，所以当偏置迎角 状态及最大迎角状态的稳定储备都满足要求时，在偏置迎角和最大迎角之间的任意迎角状 态的稳定储备必然满足要求。建立偏置迎角状态和最大迎角状态的纵向小扰动方程，采用 闭环扫频方法得到偏置迎角状态时控制增稳及迎角控制的稳定储备，同理得到最大迎角状 态时控制增稳及迎角控制的稳定储备，4组稳定储备均要满足要求，否则必须对控制律进行 优化，直到4组稳定储备都满足要求。
[0007] 本发明采用的技术方案是：提供一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述稳定性 计算方法至少包括偏置迎角aL和最大迎角a max两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接 通时刻的迎角值，所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤：
[0008] S1，选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为aL，计算偏置迎 角状态的纵向方程；
[0009] S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为amax，计算最大迎角状态 的纵向方程；
[0010] S3,计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为aL时的稳定储备，幅值 裕度GMi必须大于等于6分贝，相位裕度PMi必须大于等于45度；
[0011] S4，计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为的稳定储备，幅值裕度 GM2必须大于等于6分贝，相位裕度PM2必须大于等于45度；
[0012] S5,计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为amax的稳定储备，幅值裕 度GM3必须大于等于6分贝，相位裕度PM 3必须大于等于45度；
[0013] S6,计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为amax的稳定储备，幅值裕度 GM4必须大于等于6分贝，相位裕度PM4必须大于等于45度；
[0014] S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值 裕度为:61=11^11{611，612,613,614};
[0015] 对步骤S3、S4、S5、S6中的相位裕度取最小值作为迎角控制器的相位裕度，幅值裕 度为:PM=min{ΡΜι，PM2，PM 3，PM4}。
[0016] S8,全包线内改变飞机飞行高度及马赫数，连续实施步骤S1到步骤S7,确定整个飞 行包线内迎角控制器的稳定储备。
[0017] 优选地，所述步骤S1、S2中，需要根据力和力矩平衡计算飞机平尾或升降舵的偏 度，具体为，
[0018]
[0019]
[0020]
[0021] 把式(1)代入式(2)得俯仰角速率为：
[0022]
[0023] 把式(4)代入式(3)得平尾或升降舵偏度为：
[0024]
[0025]其中，L是全机升力；
[0026] C；：是迎角为零时的升力系数；
[0027] <=是迎角为α时的升力系数；
[0028] α是迎角；
[0029] Q是动压，= ，ρ是大气密度，V是飞机真空速； 2
[0030] S是机翼面积；
[0031] 是平尾或升降舵升力系数；
[0032] 36是平尾或升降舵偏度；
[0033] ?2是俯仰角速率；
[0034] m是飞机重量；
[0035] g是重力加速度；
[0036] <是零升力矩系数；
[0037] 是纵向稳定力矩系数；
[0038] ?e是纵向阻尼力矩系数；
[0039] 是平尾操纵效能。
[0040] 优选地，所述步骤S3、S4、S5、S6中，通过闭环扫频法计算相应的稳定储备，具体为， [0041]输入正弦信号X激励飞机，正弦信号X与飞机输出信号Y经过加法器求和得到信号 Y2,信号Y2作为飞机的扫频输入信号经过飞机后得到信号Y，信号Y乘以-1.0得到信号Y1，由 Y1/Y2得到飞机的幅频特性及相频特性。
[0042]本发明的有益效果在于：
[0043] 通过该方法得到飞机在大迎角状态时飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数 值，不仅能够确定迎角控制器的稳定性，而且能够得到迎角控制器对于整个参数具体摄动 程度及具体系统延迟时间的适应能力。
[0044] 本发明将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法，通过数学计算及比较大小转化 为定量评价方法，首先计算迎角控制器接通时刻控制增稳系统稳定储备及迎角控制器稳定 储备，然后计算迎角最大时刻控制增稳系统稳定储备及迎角控制器稳定储备，最后通过比 较四组稳定储备值，分别取幅值裕度最小值和相位裕度最小值作为迎角控制器的稳定储 备，据此判断迎角控制器稳定性是否满足要求。本发明不需要对已有控制系统进行任何改 造，也不需要额外增加测试设备，该方法简单可靠，通用性强。
【附图说明】
[0045] 图1是本发明一实施例的迎角控制器的稳定性计算方法的流程图。
[0046] 图2是本发明的迎角控制器的稳定性计算方法中飞机纵向控制率示意图。
[0047] 图3是本发明的迎角控制器的稳定性计算方法中飞机迎角和升力系数示意图。
[0048] 图4是本发明的迎角控制器的稳定性计算方法中闭环扫频的示意图。
[0049] 其中，Xe是纵向驾驶杆或驾驶盘位移信号；
[0050] ny是法向过载彳目号；
[0051] ωζ是俯仰角速率信号；
[0052] α是迎角彳目号；
[0053] aL是迎角限制的偏置迎角信号；
[0054] aL是偏置迎角信号；
[0055] amax是最大迎角彳目号；
[0056] CyL是偏置迎角对应的升力系数；
[0057] (^^是最大迎角对应的升力系数；
[0058] X是输入的正弦信号；
[0059] Y是扫频信号经过飞机后的输出信号；
[0060] Y^Y乘以-1.0后的输出信号；
[00611心是乂与Υ代数和信号。
【具体实施方式】
[0062]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0063]在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底" "内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0064]以某型飞机巡航构型为例，在在高度5000米及0.50马赫数飞行，飞机重量 27000kg,机翼面积75m2,根据气动能够达到最大过载和机体结构能够承受最大过载中的较 小值为飞机最大过载，最大过载对应的迎角为最大迎角得到飞机的最大迎角为22°，迎角限 制中的偏置迎角为15°，偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值。
[0065] 如图2所示为本发明中飞机控制率的示意图。
[0066] 如图3所示，由于偏置迎角和最大迎角之间是单调递增的规律，所以当偏置迎角状 态及最大迎角状态的稳定储备都满足要求时，在偏置迎角和最大迎角之间的任意迎角状态 的稳定储备必然满足要求。
[0067] 如图4所示为闭环扫频方法的示意图。
[0068] 如图1所示，一种迎角控制器的稳定性计算方法流程图，所述稳定性计算方法至少 包括偏置迎角丸和最大迎角amax两种状态，其特征在于，包含以下步骤：
[0069] S1，选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为aL，计算偏置迎 角状态的纵向方程;首先，根据力和力矩平衡计算飞机平尾或升降舵偏度，然后通过系数法 计算该飞行状态下迎角为的纵向小扰动方程矩阵A1和矩阵B1。
[0070] 根据力和力矩平衡计算飞机平尾的偏度，具体为，
[0074]把式（1)代入式(2)得俯仰角速率为：
[0071]
[0072]
[0073]
[0075]
[0076] 把式(4)代入式(3)得平尾或升降舵偏度为：
[0077]
[0078]其中，L是全机升力；
[0079] 0是迎角为零时的升力系数；
[0080] 是迎角为α时的升力系数；
[0081] α是迎角；
[0082] Q是动压，0 = ,Ρ是大气密度，V是飞机真空速； 2,
[0083] S是机翼面积；
[0084] Cf是平尾或升降舵升力系数；
[0085] 36是平尾或升降舵偏度；
[0086] ?2是俯仰角速率；
[0087] m是飞机重量；
[0088] g是重力加速度；
[0089] 是零升力矩系数；
[0090] 是纵向稳定力矩系数；
[0091] <是纵向阻尼力矩系数；
[0092] 是平尾操纵效能；
[0093]在高度5000米及0.50马赫数飞行时，根据力和力矩平衡计算迎角15°时的平尾偏 度为-8.75194°，然后通过系数法计算该状态下的纵向小扰动方程为
[0094]
[0095] 其中：
[0096] V是飞机真空速 [0097] α是迎角 [0098] ωζ是俯仰角速率
[0099] Θ是俯仰角
[0100] δ0是平尾偏度
[01 01 ]经过计算得到矩阵Α和矩阵Β分别为；
[0102]
[0103] S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为amax，计算最大迎角状态 的纵向方程;根据力和力矩平衡计算飞机平尾偏度，然后通过系数法计算该飞行状态下迎 角为amax的纵向小扰动方程矩阵A2和矩阵B2。
[0104] 在高度5000米及0.50马赫数飞行时，根据力和力矩平衡计算迎角22°时的平尾偏 度为-12.7087°，然后采用步骤一的计算方法得到纵向小扰动方程矩阵A2和矩阵B2分别为：
[0105]
[0106] 在控制律设计时或数字仿真计算时，可以通过开环扫频方法得到幅值裕度和相位 裕度，但是在铁鸟试验（与实际飞机按照1:1比例建立的地面试验环境，飞控系统与真实飞 机上飞控系统一致，飞机方程使用仿真模型）及机上地面试验(真实飞机停放在地面上，仅 飞机方程使用仿真模型）时，不可能得到开环系统，因此实际工程中无法使用开环扫频方 法，所以在实际工程中使用闭环扫频方法(如图4所示)得到系统的幅值裕度和相位裕度。由 于飞机的作动器能够注入信号，同时也能够引出信号，使用加法器能够把注入的正弦信号 (或余弦信号，或其他三角函数信号）与飞机输出信号进行代数求和，求和后的信号作为扫 频输入信号Y2,扫频输入信号经过飞机得到信号Y，由于飞机对于正的舵面输入信号产生负 的输出信号，为了得到飞机正的舵面输入信号产生正的输出信号，所以对信号Y乘以-1.0得 到信号Y1。由于Y1和Y2均是正弦信号（或余弦信号，或其他三角函数信号），所以Y1/Y2也是 一个正弦信号（或余弦信号，或其他三角函数信号），该正弦信号（或余弦信号，或其他三角 函数信号）由幅值，频率和相位组成。由于频率低于O.lrad/s(弧度/秒)飞机基本没有响应， 频率高于30rad/s飞机也基本没有响应，因此在0. lrad/s~30rad/s频率之间线性均分不少 于10个频率点，由幅值和频率得到幅频特性，由相位和频率得到相频特性，然后根据幅值裕 度和相位裕度定义计算出幅值裕度和相位裕度。当然在控制律设计时或数字仿真计算时也 可以通过闭环扫频方法得到系统幅值裕度和相位裕度。
[0107] 通过闭环扫频法计算相应的稳定储备，具体为，输入正弦信号X激励飞机，正弦信 号X与飞机输出信号Y经过加法器求和得到信号Y2,信号Y2作为飞机的扫频输入信号经过飞 机后得到信号Y，信号Y乘以-1.0得到信号Y1，由Y1/Y2得到飞机的幅频特性及相频特性。
[0108] S3,通过闭环扫频法，计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为时 的稳定储备，幅值裕度GMi必须大于等于6分贝，相位裕度PMi必须大于等于45度;如果不能满 足幅值裕度与相位裕度的条件，则必须优化控制律参数使GMjPPMi满足要求。
[0109] 通过闭环扫频方法得到步骤S1中迎角为15°控制增稳系统的幅值裕度GM1 = 9.74dB(分贝）和相位裕度PM1 = 55.36°，满足幅值裕度不小于6dB和相位裕度不小于45°的 要求。
[0110] S4,通过闭环扫频法，计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为的稳 定储备，幅值裕度GM2必须大于等于6分贝，相位裕度PM2必须大于等于45度;如果不能满足幅 值裕度与相位裕度的条件，则必须优化控制律参数使GM2和PM2满足要求。
[0111] 通过闭环扫频方法得到步骤S1中迎角为15°迎角控制器的幅值裕度GM2 = 11.17dB 和相位裕度PMi = 58.82°，满足幅值裕度不小于6dB和相位裕度不小于45°的要求。
[0112] S5,通过闭环扫频法，计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为心^的 稳定储备，幅值裕度GM3必须大于等于6分贝，相位裕度PM 3必须大于等于45度;如果不能满足 幅值裕度与相位裕度的条件，则必须优化控制律参数使GM3和PM 3满足要求。
[0113] 通过闭环扫频方法得到步骤S2中迎角为22°控制增稳系统的幅值裕度GM3 = 8.62dB和相位裕度PM3 = 57.13°，满足幅值裕度不小于6dB和相位裕度不小于45°的要求。
[0114] S6,计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为amax的稳定储备，幅值裕度 GM4必须大于等于6分贝，相位裕度PM4必须大于等于45度;如果不能满足幅值裕度与相位裕 度的条件，则必须优化控制律参数使GM 4和PM4满足要求。
[0115] 通过闭环扫频方法得到步骤S2中迎角为22°迎角控制器的幅值裕度GM4= 10.25dB 和相位裕度PM4=61.92°，满足幅值裕度不小于6dB和相位裕度不小于45°的要求。
[0116] S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值 裕度为:61=11^11{611，612,613,614};迎角控制器的幅值裕度为61 = 8.62(^，满足幅值裕度 不小于6dB的要求。
[0117]对步骤S3、S4、S5、S6中的相位裕度取最小值作为迎角控制器的相位裕度，幅值裕 度为:？1 = 11^11{?11，？12，？13，？14};迎角控制器的相位裕度为?1 = 55.36°，满足相位裕度不 小于45°的要求。
[0118] S8,全包线内改变飞机飞行高度及马赫数，连续实施步骤S1到步骤S7,确定整个飞 行包线内迎角控制器的稳定储备。
[0119] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然 可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述所述稳定性计算方法至少包括偏置迎角 和最大迎角a max两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值，其特征在于， 所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤： S1，选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为丸，计算偏置迎角状 态的纵向方程； 52, 选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为amax，计算最大迎角状态的纵 向方程； 53, 计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为时的稳定储备，幅值裕度 GMi必须大于等于6分贝，相位裕度ΡΜι必须大于等于45度； 54, 计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为的稳定储备，幅值裕度GM2& 须大于等于6分贝，相位裕度PM 2必须大于等于45度； 55, 计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为amax的稳定储备，幅值裕度GM3 必须大于等于6分贝，相位裕度PM3必须大于等于45度； 56, 计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为amax的稳定储备，幅值裕度GM4必 须大于等于6分贝，相位裕度PM 4必须大于等于45度； S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值裕度 S:GM=min{GMi，GM2，GM3，GM4}; 对步骤S3、S4、S5、S6中的相位裕度取最小值作为迎角控制器的相位裕度，幅值裕度为： PM=min{PMi,PM2,PM3,PM4}； S8,全包线内改变飞机飞行高度及马赫数，连续实施步骤S1到步骤S7,确定整个飞行包 线内迎角控制器的稳定储备。2. 如权利要求1所述的迎角控制器的稳定性计算方法，其特征在于:所述步骤SI、S2中， 需要根据力和力矩平衡计算飞机平尾或升降舵的偏度，具体为，把式(1)代入式(2)得俯仰角速率为： tn · y把式(4)代入式(3)得平尾或升降舵偏度为：其中，L是全机升力； <是迎角为零时的升力系数； CT是迎角为α时的升力系数； (：1是迎角； Q是动压，0 = 1 /#2，ρ是大气密度，V是飞机真空速； 2 S是机翼面积； 是平尾或升降舵升力系数； I是平尾或升降舵偏度； ωζ是俯仰角速率； m是飞机重量； g是重力加速度； <是零升力矩系数； ??是纵向稳定力矩系数； ^是纵向阻尼力矩系数； 〃7_?是平尾操纵效能。3.如权利要求1所述的迎角控制器的稳定性计算方法，其特征在于：所述步骤S3、S4、 S5、S6中，通过闭环扫频法计算相应的稳定储备，具体为， 输入正弦信号X激励飞机，正弦信号X与飞机输出信号Υ经过加法器求和得到信号Υ2,信 号Υ2作为飞机的扫频输入信号经过飞机后得到信号Υ，信号Υ乘以-1.0得到信号Υ1，由Υ1/Υ2 得到飞机的幅频特性及相频特性。
【文档编号】B64C13/00GK105947184SQ201610374538
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月31日
【发明人】赵海, 江飞鸿
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所