一种迎角控制器的稳定性计算方法技术

本发明专利技术公开了一种迎角控制器的稳定性计算方法，包含以下步骤：S1,计算飞机某一飞行状态下偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备；S4，计算迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备；S5，计算控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S6，计算迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备；S7，取幅值裕度的最小值作为迎角控制器的幅值裕度；取相位裕度的最小值作为迎角控制器的相位裕度；S8，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。本发明专利技术将传统的定性评估迎角控制器稳定性方法转化为定量评价方法，得到飞控系统的幅值裕度及相位裕度的具体数值。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行控制
，具体涉及一种迎角控制器的稳定性计算方法。
技术介绍
迎角控制器是飞行控制系统诸多边界保护功能中最重要的一项保护功能。现代高性能飞机为了更好的发挥机动性能，经常在大迎角状态下飞行，甚至从平飞状态急剧满拉杆(或满拉驾驶盘)迅速到达最大迎角飞行状态为了获得最佳的机动能力，但是飞机又不能超过最大迎角，一旦超过最大迎角飞机很有可能失速或超过机体最大承载能力而解体，严重威胁飞行安全。因此现代电传飞行控制系统中都具有迎角控制器实现迎角保护功能，使飞行员能够无忧虑的操纵飞机，即使在大迎角状态下也不必担心迎角超过限制而造成飞行安全，不仅很大程度上减轻飞行员负担，而且极大地缓解飞行员心里压力。由于飞机在大迎角状态下气动特性变差，气动数据变化较大，因此迎角控制器能否稳定工作以及具有良好的鲁棒特性直接影响着迎角保护功能的效果，进而影响着大迎角状态飞行安全。当前国内对迎角控制器的稳定性和鲁棒性检查主要通过定性的方法进行，即在整个纵向控制律输出指令到平尾(或升降舵)时，把控制律指令乘以2使整个纵向控制律的增益均增加1倍，然后通过快速满拉杆(或驾驶杆)观察飞机迎角是否超限以及迎角响应曲线是否收敛，若迎角未超限及迎角响应曲线是收敛的，则认为迎角控制器是稳定的，否则迎角控制器不稳定。由于20lg2＝6.0,所以该方法能够定性的确定迎角控制器具有6分贝的幅值裕度，该方法仅定性给出了迎角控制器在参数摄动1倍情况下仍能稳定工作，但是参数具体摄动多少时系统变为不稳定无法给出，同时迎角控制器时间延迟达到什么数值时系统变为不稳定也无法给出。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种迎角控制器的稳定性计算方法，以解决或至少减轻
技术介绍
中所存在的至少一处的问题。本专利技术的原理是：为了充分发挥飞机的机动能力，飞机往往在大迎角状态飞行，但大迎角状态飞行时迎角很容易超出最大值导致飞机失速或超出机体结构强度限制而发生危险，因此飞行控制系统中具有迎角控制器，使迎角不超过最大值确保飞行安全。缓慢操纵飞机时当迎角超过偏置迎角后，纵向控制由控制增稳转换到迎角控制，当迎角小于偏置迎角后，纵向控制系统由迎角控制转换到控制增稳。急剧快速操纵飞机时即使迎角在偏置迎角和最大迎角之间，由于法向过载及俯仰角速率经动态成型后形成一个信号，俯仰角速率、迎角及偏置迎角经迎角限制后形成另一信号，通过逻辑取大值把两个信号中的较大值作为输出信号，所以在偏置迎角和最大迎角之间有可能是控制增稳，也可能是迎角控制。由于飞机在大迎角飞行时，气动特性变差，气动数据变化较大，所以为了确保飞行安全，迎角控制系统必须稳定工作，对于参数摄动和系统延迟必须具有很好的适应性。在偏置迎角状态分别计算控制增稳和迎角控制的稳定储备，同时在最大迎角状态分别计算控制增稳和迎角控制的稳定储备，然后分别取4组稳定储备中幅值最小值及相位最小值作为迎角控制的稳定储备，通过稳定储备即能判断迎角控制系统稳定性，又能确定迎角控制对参数摄动大小及系统延迟多少的适应性。本专利技术的思路是：在气动外形(起落架位置，襟翼或襟缝翼位置等气动面)确定，已知飞行高度和马赫数时，最大迎角是一个确定的值，根据迎角控制器的特点，该飞行状态下的偏置迎角也是一个确定值，但比最大迎角要小。迎角在偏置迎角和最大迎角之间时，纵向控制系统会在控制增稳和迎角控制之间切换，因此在偏置迎角和最大迎角状态时要分别计算控制增稳和迎角控制的稳定储备。飞机气动数据采用线性插值方法处理，超过插值边界的部分取插值边界值，由于偏置迎角和最大迎角之间是单调递增的规律，所以当偏置迎角状态及最大迎角状态的稳定储备都满足要求时，在偏置迎角和最大迎角之间的任意迎角状态的稳定储备必然满足要求。建立偏置迎角状态和最大迎角状态的纵向小扰动方程，采用闭环扫频方法得到偏置迎角状态时控制增稳及迎角控制的稳定储备，同理得到最大迎角状态时控制增稳及迎角控制的稳定储备，4组稳定储备均要满足要求，否则必须对控制律进行优化，直到4组稳定储备都满足要求。本专利技术采用的技术方案是：提供一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述稳定性计算方法至少包括偏置迎角αL和最大迎角αmax两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值，所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤：S1,选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为αL，计算偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为αmax，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备，幅值裕度GM1必须大于等于6分贝，相位裕度PM1必须大于等于45度；S4，计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备，幅值裕度GM2必须大于等于6分贝，相位裕度PM2必须大于等于45度；S5，计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM3必须大于等于6分贝，相位裕度PM3必须大于等于45度；S6，计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM4必须大于等于6分贝，相位裕度PM4必须大于等于45度；S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值裕度为:GM＝min{GM1,GM2,GM3,GM4本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述所述稳定性计算方法至少包括偏置迎角αL和最大迎角αmax两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值，其特征在于，所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤：S1,选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为αL，计算偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为αmax，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备，幅值裕度GM1必须大于等于6分贝，相位裕度PM1必须大于等于45度；S4，计算偏置迎角状态的迎角控制器在步骤S1中迎角为αL的稳定储备，幅值裕度GM2必须大于等于6分贝，相位裕度PM2必须大于等于45度；S5，计算最大迎角状态的控制增稳系统在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM3必须大于等于6分贝，相位裕度PM3必须大于等于45度；S6，计算最大迎角状态的迎角控制器在步骤S2中迎角为αmax的稳定储备，幅值裕度GM4必须大于等于6分贝，相位裕度PM4必须大于等于45度；S7，对步骤S3、S4、S5、S6中的幅值裕度取最小值作为迎角控制器的幅值裕度，幅值裕度为:GM＝min{GM1,GM2,GM3,GM4}；对步骤S3、S4、S5、S6中的相位裕度取最小值作为迎角控制器的相位裕度，幅值裕度为：PM＝min{PM1,PM2,PM3,PM4}；S8，全包线内改变飞机飞行高度及马赫数，连续实施步骤S1到步骤S7，确定整个飞行包线内迎角控制器的稳定储备。...

【技术特征摘要】
1.一种迎角控制器的稳定性计算方法，所述所述稳定性计算方法至少包括偏置迎角αL和最大迎角αmax两种状态，所述偏置迎角为在迎角限制器接通时刻的迎角值，其特征在于，所述迎角控制器的稳定性计算方法包含以下步骤：S1,选择飞机飞行高度和马赫数确定的飞行状态，设置偏置迎角为αL，计算偏置迎角状态的纵向方程；S2，选择步骤S1中的飞机飞行状态，设置飞机最大迎角为αmax，计算最大迎角状态的纵向方程；S3，计算偏置迎角状态的控制增稳系统在步骤S1中迎角为αL时的稳定储备，幅值裕度GM1必须大于等于6分贝，相位裕度PM1必须大于等于45度；S4，计算...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵海，江飞鸿，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61