[发明专利]一种飞机迎角和过载的极限限制控制方法

说明书

本申请涉及本申请提供了一种飞机迎角和过载的极限限制控制方法，方法包括：获取迎角反馈及迎角限制允许值，根据迎角反馈及迎角限制允许值生成迎角限制指令；获取过载反馈及过载限制允许值，根据过载反馈及过载限制允许值生成过载限制指令；获取俯仰角速率，根据俯仰角速率生成俯仰角速率预判指令；获取驾驶杆指令；根据迎角限制指令、过载限制指令、俯仰角速率预判指令及驾驶杆指令确定驾驶杆位移限幅指令，以实现飞机迎角和过载的极限限制。本发明能够在不改变原有控制律结构和参数的基础上，仅在纵向驾驶杆增加指令限幅，实现飞机迎角和过载的限制，其要应用于不具备迎角、过载极限限制功能的电传控制系统飞机，快速提升飞机的安全性。

技术领域

本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种飞机迎角和过载的极限限制控制方法。

背景技术

某些飞机在空中飞行时，要频繁地作各种大迎角和大过载的机动动作。但对于常规飞机，飞行员操纵指令不能过大，否则飞机会超过迎角或过载限制，一旦飞机超限，可能出现由于气流分离而产生的飞机非指令的滚转、俯仰或偏航运动，或者出现难以忍受的抖动或结构振动等，当飞行迎角超过失速迎角后，虽然升力系数有可能继续增加，但将产生严重的纵向或横航向失稳，进而导致飞机失控，危及飞行员和飞机安全。为了减轻飞行员工作负担，实现飞机全飞行包线内“无忧虑”操纵，保证飞行安全和实现飞机最大机动能力，设计迎角、过载限制器意义重大。

目前，对于飞机迎角和过载的限制方法主要分为以下两种方式：硬件限制和软件限制。

硬件限制方法主要是采用极限状态限制舵机，当飞机迎角和过载没达到极限时，该舵机随动于驾驶杆位移，舵机活塞杆连接杆和驾驶杆连接杆之间存在固定间隙；当迎角或过载达到限制值时，该间隙缩小到零，以限制驾驶杆的进一步移动，间隙缩小到零的同时，舵机发出某个频率抖动信号，提醒/限制飞行员不可拉杆再增加迎角/过载。硬件限制方法的缺点是增加了飞机的重量、占用了飞机内部空间，同时由于机械加工存在误差，要实现精确限制比较困难。

软件限制方法主要是在控制律设计初期综合考虑迎角和过载变化，通过二级折线式软限制或动态的取大值比较逻辑等方式实现迎角、过载限制功能，由于软件限制方法需要在控制律设计初期进行一并设计，因此其无法直接应用在现有不具备迎角、过载限制功能的电传控制系统飞机上。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机迎角和过载的极限限制控制方法，以解决现有技术中采用软件限制方案不能直接应用现有不具备迎角、过载极限限制功能的电传控制系统飞机的问题。

在本申请的一个方面，本申请提供了一种飞机迎角和过载的极限限制控制方法，所述方法包括：获取迎角反馈及迎角限制允许值，根据所述迎角反馈及迎角限制允许值生成迎角限制指令；获取过载反馈及过载限制允许值，根据所述过载反馈及过载限制允许值生成过载限制指令；获取俯仰角速率，根据所述俯仰角速率生成俯仰角速率预判指令；获取驾驶杆指令；根据所述迎角限制指令、过载限制指令、俯仰角速率预判指令及驾驶杆指令确定驾驶杆位移限幅指令，以实现所述飞机迎角和过载的极限限制。

在本申请的方法中，根据所述迎角反馈及迎角限制允许值生成迎角限制指令，包括：将所述迎角反馈和迎角限制允许值做差后乘以固定增益，生成允许迎角限制指令；将所述迎角反馈和迎角限制允许值做差后乘以固定增益，再经过一个洗出环节生成迎角限制提前预判指令；叠加所述允许迎角限制指令和所述迎角限制提前预判指令后生成所述迎角限制指令。

在本申请的方法中，根据所述过载反馈及过载限制允许值生成过载限制指令，包括：将所述过载反馈和过载限制允许值做差后乘以一个随动压变化的增益，再经过一个超前滞后环节，生成所述过载限制指令。

在本申请的方法中，根据所述俯仰角速率生成俯仰角速率预判指令，包括：将所述俯仰角速率乘以一个随动压变化的增益，在经过滤波环节和限幅环节后，生成所述俯仰速率预判指令。