[发明专利]一种飞机边界限制控制律及其设计方法

说明书

本申请提供了一种飞机边界限制控制律设计方法，属于飞行控制技术领域，所述方法包括中根据飞行速度计算出边界限制值，边界限制值包括迎角限制值和法向过载限制值，并确定临界速度值；低于临近速度值时限制迎角、高于临界速度值时限制法向过载，通过对迎角和法向过载反馈信号进行动态取大值比较逻辑，使驾驶杆边界限制控制律输出的信号与边界限制值做差，通过无静差积分控制律设计，控制飞机舵面偏转使飞机迎角和过载不超边界限制。本申请能够实现飞机全飞行包线内“无忧虑”操纵，保证飞行安全和飞机最大机动能力发挥。

技术领域

本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机边界限制控制律设计方法。

背景技术

边界限制在飞机机动过程中必不可少，尤其在机动飞行中，良好的边界限制可以保证飞机安全，减轻飞行员工作负担，实现飞机“无忧虑”操纵。

在现有技术中，对于边界限制常采用硬件限制和二级迎角软件限制等方法，硬件限制是通过增设一些实体构件(例如限位装置)来实现的，因而增加了飞机重量、占用飞了机内部空间，同时由于机械加工存在公差，要实现精确限制很难，在实施减速机动时，限制器对驾驶杆起作用有延迟，会导致超出迎角限制；而“二级”迎角折线式软限制方法是通过软件对迎角/过载进行限制，该方法通过对“二级”折线转折点迎角(迎角1、迎角2)和反馈增益(增益1、增益2)等四个参数进行调整，从而实现边界限制，但这种方法使得控制律设计调参变得复杂，飞机不同油量、重心、外挂、高度和马赫数的变化都需要对限制器中迎角1、迎角2、增益1、增益2进行重新调整，否则会影响限制效果，并且由于是两级反馈，增加反馈投入，飞行控制系统稳定裕度降低。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞机边界限制控制律设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

一方面，本申请的技术方案是：一种飞机边界限制控制律设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：

根据飞机的气动失速迎角和结构强度过载限制要求确定飞机随速度变化的边界限制值，所述边界限制值包括飞机的法向过载限制值与迎角限制值，根据飞机随速度变化的法向过载与迎角的关系确定飞机速度临界值；

根据所述飞机速度临界值构建驾驶杆边界限制指令控制律，其中，飞机速度大于所述飞机速度临界值时，驾驶杆边界限制指令对应于法向过载，飞机速度小大于所述飞机速度临界值时，驾驶杆边界限制指令对应于迎角；

构建迎角和法向过载反馈信号的动态限制控制律，其中，所述动态限制控制律中以迎角信号和法向过载信号中的最大值进行反馈；

将驾驶杆边界限制指令值与迎角和法向过载的反馈信号做差构建积分无静差控制律，通过所述积分无静差控制律控制飞机舵面偏转，实现飞机边界限制控制。

进一步的，飞机随速度变化的法向过载与迎角存在如下关系式：

式中，n_y为法向过载，V为表速，g为重力加速度，α为迎角，ρ为空气密度，S为机翼面积，C_ya为升力系数，m为飞机质量。

进一步的，根据所述飞机随速度变化的法向过载与迎角的关系式能够得到：

当飞机在低于临界速度飞行时，迎角先达到极限限制，法向过载未达到过载限制；当飞机在高于临界速度飞行时，法向过载先达到过载限制。

进一步的，驾驶杆边界限制指令控制律设置有控制系数，通过所述控制系数确定驾驶杆边界限制指令控制律的输出。

另一方面，本申请的技术方案是：一种飞机边界限制控制律，所述控制律通过如上任一所述的飞机边界限制控制律设计方法得到。