CN111273678B - 一种大升阻比无人机边界保护方法 - Google Patents

一种大升阻比无人机边界保护方法 Download PDF

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CN111273678B CN201911173620.4A CN201911173620A CN111273678B CN 111273678 B CN111273678 B CN 111273678B CN 201911173620 A CN201911173620 A CN 201911173620A CN 111273678 B CN111273678 B CN 111273678B
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Abstract

本发明公开了一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，从而保护了无人机的飞行安全。

Description

一种大升阻比无人机边界保护方法
技术领域
本发明属于无人机驾驶的技术领域，具体涉及一种大升阻比无人机边界保护方法。
背景技术
目前，大升阻比无人机多数采用姿态驾驶仪，该种驾驶仪一般采用主流的PID控制方案，其控制器内回路为姿态角控制，外回路为轨迹控制，控制器结构简单明了，控制效果好，且易于工程实现。
但是，该驾驶仪对设计者的实际经验依赖性较大，另外其固定的控制律参数，导致无人机在全包线范围内的控制品质变化较大，尤其是遇到外界环境强烈扰动时，由于缺乏相应的保护措施，无人机的空速、角速度及过载易超出其本身的限制边界，易使无人机进入不稳定状态，影响飞行品质，严重者会使飞机失速造成飞行事故。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大升阻比无人机边界保护方法，本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，有效的解决了上述问题，从而保护无人机的飞行安全。
本发明主要通过以下技术方案实现：一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。
所述控制回路包括内回路和外回路，所述内回路为姿态角控制回路，所述外回路为轨迹控制回路。在姿态驾驶仪控制器的基础上引入边界保护项。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述空速边界保护是在纵向升降舵控制回路θg中加入空速边界保护项，且控制律结构为：
Figure GDA0002845816290000011
其中：ΔVLAS为误差信号值。
为了更好地实现本发明，进一步的，空速边界保护范围如下：
当VIAS≤IASB0时：ΔVIAS＝IASB0-IASB1；
当IASB0＜VIAS≤IASB1时：ΔVIAS＝VIAS-IASB1；
当IASB1＜VIAS≤IAST0时：ΔVIAS＝0；
当IAST0＜VIAS≤IAST1时：ΔVIAS＝VIAS-IAST0；
当IAST1＜VIAS时：ΔVIAS＝IAST1-IAST0；
其中VLAS为指示空速；
θref为俯仰角前馈值；
当无人机受扰空速大于速度保护边界值时，则通过空速保护项
Figure GDA0002845816290000022
ΔVIAS增加俯仰角给定值，以令升降舵出舵拉起无人机姿态以减小空速，使空速重新进入安全范围；当无人机受扰空速小于速度保护边界值时，则通过空速保护项
Figure GDA0002845816290000023
ΔVIAS减小俯仰角给定值，以令升降舵出舵压低无人机姿态以增大空速，使空速重新进入安全范围。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述角速度边界保护包括滚转角速度边界保护；所述滚转角速度边界保护包括前馈补偿环节和反馈补偿环节，且前馈补偿环节保护连续两拍滚转角的误差小于等于20°/s，反馈补偿环节在副翼舵控制内回路φg中加入角速度边界保护项，且控制律结构为：
Figure GDA0002845816290000021
其中ΔP为误差值，
φNAV：由水平轨迹制导回路计算得到的滚转角控制目标值。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述滚转角速度边界保护范围如下：
前馈补偿环节：
|(φ-φg)k-(φ-φg)k-1|≤20°/s×ΔT；
反馈补偿环节：
当滚转角速度|P|≤15°/s时：ΔP＝0；
当滚转角速度15°/s＜P≤30°/s时：ΔP＝P-15；
当滚转角速度-30°/s≤P＜-15°/s时：ΔP＝P+15；
当滚转角速度P＞30°/s时：ΔP＝15；
当滚转角速度P＜-30°/s时：ΔP＝-15。
当无人机受到外界干扰滚转角速度超出边界保护值时，可以增大或减小滚转角给定值，最终通过副翼舵出舵来减小滚转角速度，使滚转角速度重新进入受保护区域。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述角速度边界保护包括俯仰角速度边界保护，所述俯仰角速度边界保护包括前馈补偿环节和反馈补偿环节，且前馈补偿环节是保护连续两拍俯仰角的误差小于等于过载和角速率边界要求；且反馈补偿环节在升降舵控制内回路θg中加入角速度边界保护项，且控制律结构为：
Figure GDA0002845816290000031
其中ΔP为误差值，
θNAV：由高度制导回路计算得到的滚转角控制目标值。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述俯仰角速度边界保护范围如下：
前馈补偿环节
Figure GDA0002845816290000032
反馈补偿环节
当俯仰角速度|Q|≤15°/s时：ΔQ＝0；
当俯仰角速度15°/s＜Q≤30°/s时：ΔQ＝Q-15；
当俯仰角速度-30°/s≤Q＜-15°/s时：ΔQ＝Q+15；
当俯仰角速度Q＞30°/s时：ΔQ＝15；
当俯仰角速度Q＜-30°/s时：ΔQ＝-15；
ΔT：飞控软件中控制律解算周期；
当无人机受到外界干扰俯仰角速度超出边界保护值时，可以通过增大或减小俯仰角给定值最终使升降舵出舵来减小俯仰角速度，使俯仰角速度重新进入受保护区域。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述过载边界保护包括侧向过载保护和法向过载保护，所述侧向过载保护在方向舵控制律δR中加入侧向过载保护项
Figure GDA0002845816290000033
且结构为：
Figure GDA0002845816290000034
其中，AY为重心处传感器测出的侧向加速度，且侧向加速度包括重力加速度分量；
ΔAY为误差信号；
所述法向过载保护在升降舵控制外回路
Figure GDA0002845816290000037
中加入法向过载保护项
Figure GDA0002845816290000035
来实现法向过载保护，其控制律结构为：
Figure GDA0002845816290000036
其中，AZ为扣除重力加速度影响的合加速度，方向规定为向下为正，与高度方向相反；
ΔAZ为误差信号，
φ：滚转角；
R：偏航角速度；
H：飞行高度，
Hg：高度目标值。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述侧向过载保护范围如下：
当AYB0≤AY≤AYT0，ΔAY＝0；
当AY＞AYT0，ΔAY＝AY-AYT0；
当AY＜AYB0，ΔAY＝AY-AYB0。
当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机侧向过载超出边界保护值时，则无人机通过方向舵出舵来调整航向角消除侧滑角，以达到消除侧向过载的目的，使无人机侧向过载处于保护区域。
为了更好地实现本发明，进一步的，所述法向过载保护范围如下：
当AZ≥0.8g时：ΔAZ＝AZ-0.8g；
当AZ≤-0.8g时：ΔAZ＝AZ+0.8g；
当|AZ|≤0.8g时：ΔAZ＝0。
当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机法向过载超出边界保护值时，则通过增大或减小高度变化率使升降舵出舵来调整无人机姿态，以达到消除法向过载的目的，使无人机法向过载处于保护区域。
本发明的有益效果：
(1)本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，有效的解决了上述问题，从而保护无人机的飞行安全。
(2)本发明本发明旨在克服姿态驾驶仪在受强烈扰动后出现的空速、角速度及过载超限的不足。
(3)当无人机在受到外界扰动后空速、角速度、过载等超出其本身的边界危及无人机安全时，该边界保护技术可以及时有效的保护各信号重新进入保护区域，防止无人机进入控制不稳定区，保护无人机的飞行安全，避免飞行事故的发生，大大提高了无人机飞行的安全性。
(4)另外，本发明对姿态驾驶仪具有通用性，且其加入不会影响无人机的时域、频域品质，不影响无人机本身的稳定性及可靠性。
附图说明
图1为空速边界保护范围示意图；
图2为滚转角速度边界保护范围示意图；
图3为俯仰角速度边界保护范围示意图；
图4为侧向过载边界保护范围示意图；
图5为法向过载边界保护范围示意图；
图6为升降舵空速边界保护控制器结构；
图7为副翼舵角速率边界保护控制器结构；
图8为方向舵侧向过载边界保护控制器结构；
图9为升降舵法向过载边界保护控制器结构；
图10为加入空速边界保护项升降舵响应曲线图；
图11为加入空速边界保护项迎角响应曲线图；
图12为加入空速边界保护项指示空速响应曲线图；
图13为加入空速边界保护项俯仰角响应曲线图；
图14为加入空速边界保护项高度响应曲线图；
图15为加入空速边界保护项爬升角响应曲线图；
图16为加入滚转角速度边界保护项副翼舵响应曲线图；
图17为加入滚转角速度边界保护项方向舵响应曲线图；
图18为加入滚转角速度边界保护项侧滑角响应曲线图；
图19为加入滚转角速度边界保护项滚转角响应曲线图；
图20为加入滚转角速度边界保护项滚转角速度响应曲线图；
图21为加入滚转角速度边界保护项侧向过载响应曲线图；
图22为加入侧向过载边界保护项侧向过载响应曲线图；
图23为加入侧向过载边界保护项侧滑角响应曲线图；
图24为加入侧向过载边界保护项滚转角响应曲线图；
图25为加入侧向过载边界保护项航向角响应曲线图；
图26为加入侧向过载边界保护项侧偏响应曲线图；
图27为加入法向过载边界保护项升降舵响应曲线图；
图28为加入法向过载边界保护项法向过载响应曲线图；
图29为加入法向过载边界保护项迎角响应曲线图；
图30为加入法向过载边界保护项俯仰角响应曲线图；
图31为加入法向过载边界保护项高度响应曲线图；
图32为加入法向过载边界保护项指示空速响应曲线图。
具体实施方式
实施例1：
一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。
实施例2：
一种大升阻比无人机边界保护方法，包括空速边界保护、角速度边界保护和过载边界保护，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。
本发明旨在克服姿态驾驶仪在受强烈扰动后出现的空速、角速度及过载超限的不足。所述空速边界保护在内回路控制目标俯仰角给定中引入空速边界保护项。所述角速度边界保护包含前馈补偿及反馈补偿两个环节；所述前馈补偿是保证内回路姿态角连续两拍误差值不大于某一限定值；所述反馈补偿是在内回路控制目标姿态角给定中加入角速度边界保护项。所述过载边界保护包含侧向过载边界保护及法向过载边界保护；所述侧向过载边界保护是在方向舵控制器中引入侧向过载边界保护项；所述法向过载边界保护是在轨迹控制回路高度变化率给定中引入法向过载边界保护项。
该方案是在原有的姿态驾驶仪控制律中加入边界保护项，可以有效的将被保护的信号控制在保护范围内。其优点在于无需改变原有的控制律结构，且不会影响控制器的时频域特性。与未加边界保护的姿态驾驶仪相比，其可以在飞机遇到外界环境强烈扰动时，提供相应信号的保护措施，有效的防止飞机进入飞行不稳定区域，大大的提高了飞机飞行的安全系数。
实施例3：
本实施例是在实施例1或2的基础上进行优化，空速边界保护的内容如下：
空速边界保护技术是在纵向升降舵控制回路θg中加入空速边界保护项来实现空速保护，其具体控制律结构为
Figure GDA0002845816290000061
误差信号定义为ΔVIAS，空速边界保护范围如图1所示。
1)当指示空速VIAS≤IASB0时：ΔVIAS＝IASB0-IASB1；
2)当指示空速IASB0＜VIAS≤IASB1时：ΔVIAS＝VIAS-IASB1；
3)当指示空速IASB1＜VIAS≤IAST0时：ΔVIAS＝0；
4)当指示空速IAST0＜VIAS≤IAST1时：ΔVIAS＝VIAS-IAST0；
5)当指示空速IAST1＜VIAS时：ΔVIAS＝IAST1-IAST0。
其基本原理为，当无人机受扰时空速大于(小于)速度保护边界值时，通过空速保护项
Figure GDA0002845816290000071
增加(减小)俯仰角给定值，最终令升降舵出舵来拉起(压低)无人机姿态以减小(增大)空速，使空速重新进入安全范围。
本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。
实施例4：
本实施例是在实施例1-3任一个的基础上进行优化，所述角速度边界保护内容如下：
角速度边界保护包括滚转角速度边界保护和俯仰角速度边界保护；滚转角速度边界保护由前馈补偿环节与反馈不偿环节两部分构成，前馈补偿环节是保护连续两拍滚转角的误差不大于20°/s，反馈补偿环节是通过在副翼舵控制内回路φg中加入角速度边界保护项来实现滚转角速度保护，具体控制律结构为
Figure GDA0002845816290000072
保护环节如下；其中滚转角速度边界保护范围如图2所示。
C)前馈补偿环节
|(φ-φg)k-(φ-φg)k-1|≤20°/s×ΔT；
D)反馈补偿环节
6)当滚转角速度|P|≤15°/s时：ΔP＝0；
7)当滚转角速度15°/s＜P≤30°/s时：ΔP＝P-15；
8)当滚转角速度-30°/s≤P＜-15°/s时：ΔP＝P+15；
9)当滚转角速度P＞30°/s时：ΔP＝15；
10)当滚转角速度P＜-30°/s时：ΔP＝-15。
其基本原理为，当无人机受到外界干扰滚转角速度超出边界保护值时，可以增大或减小滚转角给定值最终通过副翼舵出舵来减小滚转角速度，使滚转角速度重新进入受保护区域。
俯仰角速度边界保护同样包括前馈补偿环节与反馈补偿环节，前馈补偿环节是保护连续两拍俯仰角的误差不大于过载和角速率边界要求，反馈补偿环节是通过在升降舵控制内回路θg中加入角速度边界保护项来实现俯仰角速度保护控制律结构为
Figure GDA0002845816290000073
保护环节如下；其中俯仰角速度边界保护范围如图3所示。
C)前馈补偿环节
Figure GDA0002845816290000081
D)反馈补偿环节
6)当俯仰角速度|Q|≤15°/s时：ΔQ＝0；
7)当俯仰角速度15°/s＜Q≤30°/s时：ΔQ＝Q-15；
8)当俯仰角速度-30°/s≤Q＜-15°/s时：ΔQ＝Q+15；
9)当俯仰角速度Q＞30°/s时：ΔQ＝15；
10)当俯仰角速度Q＜-30°/s时：ΔQ＝-15。
其基本原理为，当无人机受到外界干扰俯仰角速度超出边界保护值时，可以通过增大或减小俯仰角给定值最终使升降舵出舵来减小俯仰角速度，使俯仰角速度重新进入受保护区域。
本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一个相同，故不再赘述。
实施例5：
本实施例是在实施例1-4的基础上进行优化，所述过载边界保护内容如下：
过载边界保护又分为侧向过载保护和法向过载保护；侧向过载保护是在方向舵控制律δR中加入侧向过载保护项
Figure GDA0002845816290000082
来实现过载保护，其结构为
Figure GDA0002845816290000083
AY为重心处传感器测出的侧向加速度，该加速度含重力加速度分量。误差信号定义为ΔAY，法向过载边界保护结构如图4所示。
当AYB0≤AY≤AYT0，ΔAY＝0；
当AY＞AYT0，ΔAY＝AY-AYT0；
当AY＜AYB0，ΔAY＝AY-AYB0。
其基本原理为，当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机侧向过载超出边界保护值时，则无人机通过方向舵出舵来调整航向角消除侧滑角，以达到消除侧向过载的目的，使无人机侧向过载处于保护区域。
法向过载保护是在升降舵控制外回路
Figure GDA0002845816290000084
中加入法向过载保护项
Figure GDA0002845816290000085
来实现法向过载保护，其控制律结构如
Figure GDA0002845816290000086
其中AZ法向过载为扣除重力加速度影响的合加速度，方向规定为向下为正，与高度方向相反；误差信号定义为ΔAZ，法向过载边界保护范围如图5所示。
当AZ≥0.8g时：ΔAZ＝AZ-0.8g；
当AZ≤-0.8g时：ΔAZ＝AZ+0.8g；
当|AZ|≤0.8g时：ΔAZ＝0。
其基本原理为，当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机法向过载超出边界保护值时，则通过增大或减小高度变化率使升降舵出舵来调整无人机姿态，以达到消除法向过载的目的，使无人机法向过载处于保护区域。
本发明的有益效果是，当无人机在受到外界扰动后空速、角速度、过载等超出其本身的边界危及无人机安全时，该边界保护技术可以及时有效的保护各信号重新进入保护区域，防止无人机进入控制不稳定区，保护无人机的飞行安全，避免飞行事故的发生，大大提高了无人机飞行的安全性；另外，该边界保护技术对姿态驾驶仪具有通用性，且其加入不会影响无人机的时域、频域品质，不影响无人机本身的稳定性及可靠性。
本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一个相同，故不再赘述。
实施例6：
以某型大升阻比无人机为例，进行边界保护仿真验证，仿真科目如下：
A：空速边界保护仿真验证；
B：滚转角速率边界保护仿真验证；
C：侧向过载边界保护仿真验证；
D：发现过载边界保护仿真验证。
A空速边界保护仿真验证
以某型无人机为例，在爬升控制律中加入空速边界保护环节进行仿真，其控制器结构如图6所示；定俯仰角爬升模态下，副翼通道接纠偏控制律，在仿真开始100s后加入40m/s的逆风(地面坐标系)，各信号响应情况如图10～图15所示。
仿真结果显示在爬升过程中加入40m/s逆风，无人机的相对速度增大；首先升级舵通道上的空速保护先起作用，其通过增大俯仰角来降低空速，俯仰角的增大与风的影响综合导致了迎角的瞬态增加；迎角的增大导致向上的法向过载的增大，即升力增加，升力的增加使速度方向发生变化，这又造成迎角的减小，俯仰角增大、迎角减小、因此爬升角增大，在这个过程中迎角出现振荡。
B滚转角速率边界保护仿真验证
以某型无人机为例，在副翼通道控制律中加入滚转角速度边界保护环节进行仿真，其控制器结构如图7所示；在平飞模态，仿真开始250s后加入脉冲滚转力矩(力矩大小4000N.m,持续时间2s)，激发出大的滚转角速度，各通道响应如图16～图21所示。
仿真结果显示通过持续2s的4000N.m的正向滚转力矩激励，导致无人机产生正的滚转角且滚转角速率也超过了15°/s，此时滚转角速率保护将起作用，产生附加的副翼舵。2s之后滚转力矩消失，滚转角迅速回零，整个过程产生了滚转角与侧滑角以及侧向过载的振荡。
C侧向过载边界保护仿真验证
以某型无人机为例，在方向舵通道控制律中加入侧向过载边界保护环节后进行仿真，其控制器结构如图8所示；在平飞模态，副翼通道接纠偏控制律，仿真开始300s后加入机体坐标系下(欧美系)30m/s的正侧风，各通道响应情况如图22～图26所示。
仿真结果显示正侧风的加入使得飞机产生负向的相对速度，这造成了负的侧滑。同时，由负的侧滑角产生了正侧向力导致无人机侧向过载大于5m/s，此时方向舵通道的侧向过载保护控制起作用，通过方向舵出舵改变航向角消除侧滑，因此消除了侧向过载，且由于风的持续影响，飞机保持一定的负航向角飞行。另外，负侧滑也产生了正的滚转力矩，由于此时副翼通道采用的是航迹纠偏控制，因此滚转角与侧偏距均有一个振荡，然后回到零位。
D法向过载边界保护仿真验证
以某型无人机为例，在升降舵通道控制律中加入法向过载边界保护环节后进行仿真，其控制器结构如图9所示；在平飞模态，副翼通道接纠偏控制律，仿真开始300s后加入10m/s的垂直风，各通道响应情况如图27～图32所示。
仿真结果显示在平飞模态加入持续的自上而下的垂直风，这时无人机产生向上的速度分量，这首先导致的是迎角的突然减小；迎角的减小使得气动力产生向下的(正的)法向力，因此法向过载值增大，且法向过载变化幅度大于边界保护值，此时控制律当中的过载保护将起作用，升降舵出舵减小，通过拉起无人机俯仰角迫使迎角增大，从而来保持定高平飞；迎角增大的同时会造成空速的降低。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积；包括过载边界保护，所述过载边界保护包括侧向过载保护和法向过载保护，所述侧向过载保护在方向舵控制律δR中加入侧向过载保护项
Figure FDA0002845816280000011
且结构为：
Figure FDA0002845816280000012
其中，AY为重心处传感器测出的侧向加速度，且侧向加速度包括重力加速度分量；
ΔAY为误差信号；
所述法向过载保护在升降舵控制外回路
Figure FDA0002845816280000013
中加入法向过载保护项
Figure FDA0002845816280000014
来实现法向过载保护，其控制律结构为：
Figure FDA0002845816280000015
其中，AZ为扣除重力加速度影响的合加速度，方向规定为向下为正，与高度方向相反；
ΔAZ为误差信号；
φ：滚转角；
R：偏航角速度；
H：飞行高度，
Hg：高度目标值；
所述侧向过载保护范围如下：
1)当AYB0≤AY≤AYT0，ΔAY＝0；
2)当AY＞AYT0，ΔAY＝AY-AYT0；
3)当AY＜AYB0，ΔAY＝AY-AYB0，
当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机侧向过载超出边界保护值时，则无人机通过方向舵出舵来调整航向角消除侧滑角，以达到消除侧向过载的目的，使无人机侧向过载处于保护区域。
2.根据权利要求1所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，包括空速边界保护，所述空速边界保护是在纵向升降舵控制回路θg中加入空速边界保护项，且控制律结构为：
Figure FDA0002845816280000021
其中：ΔVLAS为误差信号值；
θref为俯仰角前馈值。
3.根据权利要求2所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，空速边界保护范围如下：
当VIAS≤IASB0时：ΔVIAS＝IASB0-IASB1；
当IASB0＜VIAS≤IASB1时：ΔVIAS＝VIAS-IASB1；
当IASB1＜VIAS≤IAST0时：ΔVIAS＝0；
当IAST0＜VIAS≤IAST1时：ΔVIAS＝VIAS-IAST0；
当IAST1＜VIAS时：ΔVIAS＝IAST1-IAST0；
其中VLAS为指示空速；
当无人机受扰空速大于速度保护边界值时，则通过空速保护项
Figure FDA0002845816280000022
增加俯仰角给定值，以令升降舵出舵拉起无人机姿态以减小空速，使空速重新进入安全范围；当无人机受扰空速小于速度保护边界值时，则通过空速保护项
Figure FDA0002845816280000023
减小俯仰角给定值，以令升降舵出舵压低无人机姿态以增大空速，使空速重新进入安全范围。
4.根据权利要求1所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，包括角速度边界保护，所述角速度边界保护包括滚转角速度边界保护；所述滚转角速度边界保护包括前馈补偿环节和反馈补偿环节，且前馈补偿环节保护连续两拍滚转角的误差小于等于20°/s，反馈补偿环节在副翼舵控制内回路φg中加入角速度边界保护项，且控制律结构为：
Figure FDA0002845816280000024
其中ΔP为误差值；
φNAV：由水平轨迹制导回路计算得到的滚转角控制目标值。
5.根据权利要求4所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，所述滚转角速度边界保护范围如下：
A)前馈补偿环节：
|(φ-φg)k-(φ-φg)k-1|≤20°/s×ΔT；
B)反馈补偿环节：
1)当滚转角速度|P|≤15°/s时：ΔP＝0；
2)当滚转角速度15°/s＜P≤30°/s时：ΔP＝P-15；
3)当滚转角速度-30°/s≤P＜-15°/s时：ΔP＝P+15；
4)当滚转角速度P＞30°/s时：ΔP＝15；
5)当滚转角速度P＜-30°/s时：ΔP＝-15，
当无人机受到外界干扰滚转角速度超出边界保护值时，可以增大或减小滚转角给定值，最终通过副翼舵出舵来减小滚转角速度，使滚转角速度重新进入受保护区域。
6.根据权利要求4所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，所述角速度边界保护还包括俯仰角速度边界保护，所述俯仰角速度边界保护包括前馈补偿环节和反馈补偿环节，且前馈补偿环节是保护连续两拍俯仰角的误差小于等于过载和角速率边界要求；且反馈补偿环节在升降舵控制内回路θg中加入角速度边界保护项，且控制律结构为：
Figure FDA0002845816280000031
其中ΔP为误差值；
θNAV：由高度制导回路计算得到的滚转角控制目标值。
7.根据权利要求6所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，所述俯仰角速度边界保护范围如下：
A)前馈补偿环节
Figure FDA0002845816280000032
B)反馈补偿环节
1)当俯仰角速度|Q|≤15°/s时：ΔQ＝0；
2)当俯仰角速度15°/s＜Q≤30°/s时：ΔQ＝Q-15；
3)当俯仰角速度-30°/s≤Q＜-15°/s时：ΔQ＝Q+15；
4)当俯仰角速度Q＞30°/s时：ΔQ＝15；
5)当俯仰角速度Q＜-30°/s时：ΔQ＝-15；
其中：
ΔT：飞控软件中控制律解算周期；
当无人机受到外界干扰俯仰角速度超出边界保护值时，可以通过增大或减小俯仰角给定值最终使升降舵出舵来减小俯仰角速度，使俯仰角速度重新进入受保护区域。
8.根据权利要1所述的一种大升阻比无人机边界保护方法，其特征在于，所述法向过载保护范围如下：
1)当AZ≥0.8g时：ΔAZ＝AZ-0.8g；
2)当AZ≤-0.8g时：ΔAZ＝AZ+0.8g；
3)当|AZ|≤0.8g时：ΔAZ＝0，
当无人机在飞行过程中受到扰动使无人机法向过载超出边界保护值时，则通过增大或减小高度变化率使升降舵出舵来调整无人机姿态，以达到消除法向过载的目的，使无人机法向过载处于保护区域。
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