[发明专利]一种基于指令迎角的飞机起降控制方法

权利要求书

1.一种基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述方法包括：

构建用于飞机起降的控制律，所述控制律包括预处理模块、指令模块、增稳模块、积分模块、转换模块，其中，所述预处理模块用于将迎角、俯仰角速率和法向过载信号进行滤波处理以去除上述信号的高频分量，所述指令模块用于将驾驶杆输入信号与迎角的线性关系转化为非线性关系，所述增稳模块用于根据俯仰角速率、法向过载和迎角信号构成反馈网络，所述反馈网络用于实现飞机本体的短周期模态特性到期望的短周期模态特性的转变，所述积分模块用于实现迎角指令的无静差控制；所述转换模块用于实现非起降模态与起降模态间的控制律切换，保证过渡过程平滑；

根据飞机起降控制律控制飞机起降。

2.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述预处理模块的实现过程如下：

根据飞机安装的传感器的特性，选着相应的低通滤波器，完成迎角、俯仰角速率和法向过载信号的滤波处理，滤除信号的高频分量，其通用表达式为其中K为放大系数，T_I为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子，T₁、为分别为振动环节的时间常量和阻尼，决定了滤波器的截止特性；

且增加速率饱和滤波器滤波器中包含限幅环节，其中K为放大系数，T_I为信号一节低通滤波器时间常数，s为频域变换因子；

对于柔性较大的飞机，在俯仰角速率和过载支路引入结构陷波器，滤除飞机振动频率处的传感器信号，防止飞机产生共振，具体表达式为其中，T₁、T₂、分别为振动环节的时间常量和阻尼，s为频域变换因子，决定了限制信号的中心频率和频率范围以及限制强度，此环节需要根据飞机的实际特性设置不同中心频率的N个环节，N为自然数。

3.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述指令模块的实现过程如下：

当小幅值操纵驾驶杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α_ny＝1(X_p)；

当大幅值推杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α^min(X_p)；

当大幅值拉杆时，驾驶杆的位移和迎角的对应关系为直线α^max(X_p)；

其中，α为飞机的迎角指令，α^min飞机的最小迎角，α^max飞机的最大迎角，X_p为驾驶杆的位。

4.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述积分模块的实现过程如下：

在前向通道置有比例积分控制律，以实现迎角指令无静差控制，其中积分器增益跟随动静压调参，设计积分器初值切换逻辑，保证积分器在接通和切断过程中平尾舵面不出现突变。

5.如权利要求1所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法，其特征在于，所述转换模块的实现过程如下：

根据滑跑和起飞着陆阶段特性，在飞机着陆到滑跑阶段，飞机前轮承载时切断飞机的迎角反馈，主轮承载时切断积分控制，相反在飞机滑跑到起飞阶段，飞机前轮非承载时接通飞机的迎角反馈，主轮非承载时接通积分控制。

6.一种飞行控制系统，其特征在于，所述飞行控制系统按照权利要求1至5任一所述的基于指令迎角的飞机起降控制方法对飞机进行控制。