一种飞机迎角保护控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种飞机迎角保护控制方法。
【背景技术】
[0002] 在飞行控制系统中，迎角保持功能是边界保护功能中最重要的一项内容。目前使 用的迎角限制器，通过迎角反馈抵消飞行员操纵指令实现迎角限制功能。若迎角限制功能 接通的提前量较小，反馈增益就必须设置很大，这样虽然能够实现迎角限制目的，但是大迎 角控制律的鲁棒性很差，传感器信号稍有误差迎角限制功能就会变差甚至失效，危及飞行 安全。若迎角限制功能接通的提前量较大，反馈增益设置较小，这样虽然能够实现迎角限制 功能以及大迎角控制系统具有一定鲁棒性，但是控制律必须提前较大量由控制增稳转换到 大迎角控制律，飞行员有效指令减小，杆力增加，飞行员负担加重。目前的迎角保护功能必 须距离最大迎角较大提前量时就接通，由控制增稳转换到大迎角控制律，不仅增加飞行员 负担，而且降低了中等迎角范围内的飞行品质。
[0003] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于提供一种飞机迎角保护控制方法来克服或至少减轻现有技术 的中的至少一个上述缺陷。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机迎角保护控制方法，所述飞机迎角保护控 制方法包括:步骤1:收集飞机角速率信号、迎角信号；步骤2 :根据飞机所处状态，计算得到 最大迎角；步骤3:设置迎角提前量，计算得到迎角阈值;步骤4:根据所述步骤2以及所述步 骤3中的数据，通过公式计算得到驾驶杆纵向告警位移以及指令迎角；步骤5:将所述步骤1 至所述步骤4中的数据通过迎角保护算法进行计算，从而得到微分支路信号、比例支路信 号、积分支路信号以及积分支路逻辑运算结果;步骤6:将控制增稳积分支路信号与积分支 路信号进行比较，从而输出两者中的较大值，该较大值为取值逻辑值;步骤7:判断取值逻辑 值是否为真，若是，则取所述步骤6中的较大值;若否，则取控制增稳积分支路信号；步骤8: 根据所述步骤2至所述步骤7中的数据，通过数字仿真方法确定微分支路信号、比例支路信 号、积分支路信号以及滚转角速率信号的增益，从而调整飞机的实际迎角，使该实际迎角不 超过所述步骤2中的最大迎角；步骤9:根据飞机所处的不同状态，重复所述步骤1至所述步 骤7,从而得到飞机在不同状态下的微分支路信号、比例支路信号、积分支路信号的增益值， 该增益值为使飞机调整迎角的信号。
[0006] 优选地，所述步骤1中的飞机角速率信号包括滚转角速率以及俯仰角速率。
[0007] 优选地，所述步骤2中的飞机所处状态包括如下信息：
[0008] 高度信息、马赫数信息、起落架收放状态信息以及襟缝翼位置信息。
[0009] 优选地，所述步骤3中的迎角提前量为Δ asign，且Δ asign < 5.0。
[0010] 优选地，所述步骤3中的计算得到迎角阈值采用公式为：
[0011] aSgin=amax-Aasign;其中，
[0012] amax表示飞机最大迎角，Aasign表示迎角提前量。
[0013] 优选地，所述步骤4中的驾驶杆纵向告警位移采用如下公式计算：
?、其中，
[0014] Cyslgn表示迎角阈值对应的飞机升力系数，Q表示该飞行状态下的动压，S表示飞机 机翼面积，G表示飞机重量，Xe"表示单位过载杆位移。
[0015] 优选地，所述步骤沖的指令迎角采用如下公式计算
其中，
[0016] Xe表示驾驶杆纵向位移，Xemin表示驾驶杆纵向后拉最大位移;amax是飞机失速迎 角；八~_是飞机最大迎角与告警迎角的差值;Xe slgn为驾驶杆纵向告警位移。
[0017]优选地，所述步骤5中的微分支路信号采用如下公式进行计算：
[0018] 比例支路信号采用如下公式进行计算：
^S·?：
[0019] 积分支路信号采用如下公式进行计算：
[0020]
[0021 ]积分支路逻辑运算结果采用如下公式计算：
[0022]
[0023] ,、 ， 7
[0024] α表示飞机实时迎角，| ωχ|表示飞机滚转角速率绝对值；(〇2表示飞机俯仰角速率， 表示滚转角速率信号增益，ΚαΡ表示比例支路增益;Κα?表示积分支路增益;Ka D表示微分 支路增益;α是飞机实时迎角；ωχ是飞机滚转角速率；ωζ是飞机俯仰角速率;amax是飞机失速 迎角；A~_是飞机最大迎角与告警迎角的差值;azad是飞机指令迎角;αι是积分支路信号； aD是微分支路信号;αρ是比例支路信号;Vu>gl。是逻辑运算结果的输出值。
[0025] 本发明的飞机迎角保护控制方法能够使迎角保护功能接通的提前量减小，不仅实 现迎角保护功能，使系统具有很好鲁棒性，同时中等迎角范围内使用控制增稳减轻飞行员 负担，提尚飞彳丁品质。
【附图说明】
[0026] 图1是根据本发明第一实施例的飞机迎角保护控制方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0027]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。
[0028]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。
[0029] 图1是根据本发明第一实施例的飞机迎角保护控制方法的流程示意图。
[0030] 如图1所示的飞机迎角保护控制方法包括：步骤1:收集飞机角速率信号、迎角信 号;步骤2:根据飞机所处状态，计算得到最大迎角；步骤3 :设置迎角提前量，计算得到迎角 阈值;步骤4:根据所述步骤2以及所述步骤3中的数据，通过公式计算得到驾驶杆纵向告警 位移以及指令迎角；步骤5:将所述步骤1至所述步骤4中的数据通过迎角保护算法进行计 算，从而得到微分支路信号、比例支路信号、积分支路信号以及积分支路逻辑运算结果;步 骤6:将控制增稳积分支路信号与积分支路信号进行比较，从而输出两者中的较大值，该较 大值为取值逻辑值;步骤7:判断取值逻辑值是否为真，若是，则取所述步骤6中的较大值;若 否，则取控制增稳积分支路信号;步骤8:根据所述步骤2至所述步骤7中的数据，通过数字仿 真方法确定微分支路信号、比例支路信号、积分支路信号以及滚转角速率信号的增益，从而 调整飞机的实际迎角，使该实际迎角不超过所述步骤2中的最大迎角;步骤9:根据飞机所处 的不同状态，重复所述步骤1至所述步骤7,从而得到飞机在不同状态下的微分支路信号、比 例支路信号、积分支路信号的增益值，该增益值为使飞机调整迎角的信号。
[0031] 在本实施例中，所述步骤1中的飞机角速率信号包括滚转角速率以及俯仰角速率。 [0032]在本实施例中，所述步骤2中的飞机所处状态包括如下信息：
[0033]高度信息、马赫数信息、起落架收放状态信息以及襟缝翼位置信息。
[0034]