在本实施例中，所述步骤3中的迎角提前量为Δ asign，且Δ asign < 5.0。
[0035] 在本实施例中，所述步骤3中的计算得到迎角阈值采用公式为：
[0036] Qsgin = Clmax-Δ CXsign ;其中，
[0037] amax表示飞机最大迎角，Δ asign表示迎角提前量。
[0038]在本实施例中，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， L〇〇39」 Cysign表不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，;fe~表示单位过载杆位移。
[0040]在本实施例中，所述步骤4中的指令迎角采用如下公式计算：
[0041] 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。
[0042]在本实施例中，所述步骤5中的微分支路信号采用如下公式进行计算：
r
[0043]比例支路信号采用如下公式进行计算：
[0044]积分支路信号采用如下公式进行计算：
[0045]
[0046] 积分支路逻辑运算结果采用如下公式计算：
[0047]
[0048] 其中，
[0049] α表示飞机实时迎角，| ωχ|表示飞机滚转角速率绝对值；ωζ表示飞机俯仰角速率， 反》%.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;KaD表示微分 支路增益;α是飞机实时迎角；ω χ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。
[0050] 本发明的优点是:本发明把迎角保护功能接通的提前量大幅降低，同时反馈增益 较小，极大提高了控制律转换的迎角值，减轻中等迎角范围内飞行员负担，提高飞行品质。 本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，也不需要增加传感
[0051] 器类型和已有传感器数量，只要在控制律中使用本发明的迎角保护控制方法替代
[0052] 目前使用的迎角保护控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。
[0053]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. 一种飞机迎角保护控制方法，其特征在于，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。2. 如权利要求1所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，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。3. 如权利要求2所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，所述步骤2中的飞机所处 状态包括如下信息： 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。4. 如权利要求3所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，所述步骤3中的迎角提前 里为 A Clsign，且 A dsign S 5 · 0。5. 如权利要求4所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，所述步骤3中的计算得到 迎角阈值采用公式为： Clsgin = Clmax- Δ CXsign ;其中， amax表示飞机最大迎角，Aasign表示迎角提前量。 6 .如权利要求5所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于， 所述步骤4中的驾驶杆纵向告警位移采用如下公式计算： f nv Xc\ ' -1.0) · Λ·ν;·.其中， G ; 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，Ζ?Α表示单位过载杆位移。7.如权利要求6所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，所述步骤4中的指令迎角 采用如下公式计算： ~.(及，-及_): +. ?其中， 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；Δ aslgn是飞机最大迎角与告警迎角的差值;Xeslgn为驾驶杆纵向告警位移。8.如权利要求7所述的飞机迎角保护控制方法，其特征在于，所述步骤5中的微分支路 信号采用如下公式进行计算： = (?+[咖 |?>τ| + Δα· + --ωζ~α^)·Καη . ' S +1 ， (X - (χ /ζ \(0 比例支路信号采用如下公式进行计算：％ = ~~^lAy(0_.Kap. 积分支路信号采用如下公式进行计算： 积分支路逻辑运算结果采用如下公式计算： 1' a·+Kao]t \ ωχ I + Aasig" + ωζ - ami, > Ο. 〇 VL〇m = 〇 奸、H + + 3 n 0,0 其中， a表示飞机实时迎角，I ω x I表示飞机滚转角速率绝对值；ω z表示飞机俯仰角速率，表％ 表示滚转角速率信号增益，KaP表示比例支路增益;Κα?表示积分支路增益;KaD表示微分支路 增益;a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；Δ asign是飞机最大迎角与告警迎角的差值;azad是飞机指令迎角;αι是积分支路彳目号;cxd 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。
【专利摘要】本发明公开了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：收集飞机信号；步骤2：计算最大迎角；步骤3：计算得到迎角阈值；步骤4：计算驾驶杆纵向告警位移以及指令迎角；步骤5：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：输出控制增稳积分支路信号与积分支路信号两者的中的较大值；步骤7：判断步骤6取值；步骤8：确定增益，从而调整飞机的实际迎角；步骤9：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。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。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN105468008
【申请号】CN201510932037
【发明人】赵海
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2016年4月6日
【申请日】2015年12月12日