CN112597593B - 一种飞机边界限制控制律及其设计方法 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

一种飞机边界限制控制律及其设计方法
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***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：
Figure BDA0002861606720000021
式中，ny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，Cya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。
本申请提供的飞机边界限制控制律设计方法中控制律调参变量少，实现简单的飞机精确边界限制方法。该方法通过软件实现，对比极限限制硬件实现，解决占用飞机重量、空间和机械加工公差带来精确限制困难等问题；对比常用的“二级”迎角反馈边界软限制方法，解决控制律设计复杂和对飞控***稳定储备降低多的问题。使用该边界限制方法后，飞行员在操纵飞机机动飞行时，既能够发挥出飞机最大机动能力，又无须担心超过失速迎角和过载的边界限制，发生飞行事故，大大减轻飞行员操纵负担。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的飞机边界限制控制律原理框图。
图2为本申请一实施例的飞机失速迎角选取示意图。
图3为本申请实施例中速度在200km/h-500km/h之间的迎角限制仿真曲线。
图4为本申请实施例中速度在500km/h-1000km/h之间的过载限制仿真曲线。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了克服现有技术中的两种限制控制律的缺点，本申请提出一种控制律调参变量少，实现简单的飞机边界控制律的设计方法。
本申请的飞机边界限制控制律设计方法包括如下步骤：
S1、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。
如图2所示为某型飞机的气动失速迎角示意图，根据图2的内容可以得到失速迎角为曲线的最高点，其对应的迎角为20度。
不同的飞机具有不同的结构强度过载限制要求，例如，进行机动动作的歼击机过载限制通常在6g左右，而运输机则在3g左右。
在速度轴系下，飞机的法向过载和迎角之间存在如公式1的关系：
Figure BDA0002861606720000041
Figure BDA0002861606720000042
由于飞机的推力偏角
Figure BDA0002861606720000045
一般都很小，有
Figure BDA0002861606720000044
对公式1进行简化得到：
Figure BDA0002861606720000043
由公式3得到：飞机迎角和过载随速度变化关系：当飞机在中低速飞行时，即使迎角α很大，达到极限限制αlim，法向过载远未达到过载限制nylim；
在本实施例中，飞机强度法向过载限制为nylim＝6g，迎角限制为αlim＝20°，在高度5000m时，速度包线为200km/h-1000km/h，空气密度ρ＝0.736km/m3，升力系数Cya＝1(20度迎角时)，机翼面积S＝60m2，飞机质量m＝24500kg。依据公式3，确定出临界速度为500km/h，即当速度≥500km/h时，法向过载ny＞6g，超出飞机结构强度过载限制nylim＝6g，法向过载限制先到；当速度＜500km/h时，迎角到20°限制时，法向过载ny＜6g，迎角限制先到。
Figure BDA0002861606720000051
S2、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。
如图1所示的驾驶杆边界限制指令控制律，本实施例中拉满驾驶杆位移为80毫米，在高度5000米，表速(200-500)km/h时，80毫米对应限迎角制20°；在表速500km/h以上，80毫米对应法向过载6g限制。迎角和法向过载转换关系由公式3计算得到，在驾驶杆边界限制指令控制律中设置有控制系数K∞，具体数值如表1所示。
表1高度5000米，不同速度下K∞值
Figure BDA0002861606720000052
Figure BDA0002861606720000061
S3、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。
如图2所示，在迎角和过载反馈信号动态限制控制律中，将迎角和法向过载反馈信号进行取大值(max)进行逻辑计算，谁大反馈谁。
S4、最后，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。
最终完整的取大值边界限制控制律如图1所示，上述实施例参数下的迎角限制效果如图3所示，法向过载限制效果如图4所示。从图3中可以看到，迎角进行了限制，但未超过限制值，因此有效的进行了迎角限制，从图4中可以看到，法向过载进行了限制，但未超过限制值，因此有效的进行了过载限制。
本申请还提供了一种飞机边界限制控制律，该控制律通过上述的设计方法得到。
此外，本申请中还提供了一种飞机边界限制控制装置，该装置包括：一个或多个处理装置、用于存储一个或多个程序的存储装置，当一个或多个程序被所述一个或多个处理装置执行时，使得一个或多个处理装置实现如下过程：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。
在上述装置中，该处理装置可以是具有数据处理功能的设备，或是具有数据处理能力的单个芯片，例如CPU、DSP或FPGA等。存储装置可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。
计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
本申请提供的飞机边界限制控制律设计方法中控制律调参变量少，实现简单的飞机精确边界限制方法。该方法通过软件实现，对比极限限制硬件实现，解决占用飞机重量、空间和机械加工公差带来精确限制困难等问题；对比常用的“二级”迎角反馈边界软限制方法，解决控制律设计复杂和对飞控***稳定储备降低多的问题。使用该边界限制方法后，飞行员在操纵飞机机动飞行时，既能够发挥出飞机最大机动能力，又无须担心超过失速迎角和过载的边界限制，发生飞行事故，大大减轻飞行员操纵负担。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一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。
2.如权利要求1所述的飞机边界限制控制律设计方法，其特征在于，飞机随速度变化的法向过载与迎角存在如下关系式：
Figure FDA0002861606710000011
式中，ny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，Cya为升力系数，m为飞机质量。
3.如权利要求2所述的飞机边界限制控制律设计方法，其特征在于，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。
4.如权利要求2所述的飞机边界限制控制律设计方法，其特征在于，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。
5.一种飞机边界限制控制律，其特征在于，所述控制律通过如权利要求1至4任一所述的飞机边界限制控制律设计方法得到。
6.一种飞机边界限制控制装置，其特征在于，包括：
一个或多个处理装置；
存储装置，用于存储一个或多个程序；
当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理装置执行时，使得所述一个或多个处理装置实现如权利要求1至4任一所述的方法。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理装置执行时实现如权利要求1至4任一所述的方法。
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