[发明专利]一种轨迹不稳定性控制方法

摘要

本发明公开了一种轨迹不稳定性控制方法，包括以下步骤：步骤一，确定控制律架构；步骤二，确定反馈信号；步骤三，确定俯仰角速率及法向过载信号权限；步骤四，确定告警迎角αsign；步骤五，确定逻辑运算结果SW_AOA；步骤六，确定增益参数，本发明根据飞机飞行速度及飞机状态变化，通过比例积分环节自动配平升降舵或平尾，使飞机达到平衡状态，改善轨迹不稳定为轨迹稳定，减轻飞行员操作负担，简化飞控系统组成，确保飞行安全；本发明不需要对任何飞机操纵机构或控制系统进行改造，可直接采用本发明的控制方法，节约改造成本，缩短研制周期。

主权项

1.一种轨迹不稳定性控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤一：确定控制律架构：采用具有速度中性稳定性功能的控制律结构，在仅通过操纵发动机油门改变飞行速度情况下，自动快速偏转升降舵或平尾，目的是配平法向过载为平飞法向过载，使法向过载为1.0，此时飞机迎角为平飞迎角，飞机加速过程中高度增加，减速过程中高度降低。步骤二、确定反馈信号反馈信号包括迎角、俯仰角速率及法向过载，将俯仰角速率和法向过载反馈到比例积分环节之前，迎角和俯仰角速率反馈到比例积分环节之后。步骤三、确定俯仰角速率及法向过载信号权限比例积分环节之前的俯仰角速率和法向过载反馈信号，法向过载反馈增益始终为1.0；飞机飞行速度大于交叉速度时俯仰角速率增益为0.0，实现法向过载控制；速度小于交叉速度时俯仰角速率增益不为零，实现法向过载与俯仰角速率混合控制，随着速度减小俯仰角速率增益逐渐增大。步骤四、确定告警迎角αsignαsgin＝αmax‑Δαsign其中，αmax表示飞机最大迎角，Δαsign表示最大迎角与告警迎角的差值；步骤五、确定逻辑运算结果SW_AOA其中，αpf表示飞机平飞迎角。步骤六、确定增益参数当SW_AOA＝0时，确定K_α、K_p及K_I参数，使飞机加速过程中飞行高度增加，减速过程中飞行高度减小，使轨迹由不稳定变为稳定，式中是法向过载反馈支路增益参数，是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数，是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数，K_α是迎角反馈支路增益参数，K_P是积分环节增益参数，K_I是积分环节增益参数。