CN112650202B - 一种飞机过载保护控制方法 - Google Patents

一种飞机过载保护控制方法 Download PDF

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CN112650202B CN202011612114.3A CN202011612114A CN112650202B CN 112650202 B CN112650202 B CN 112650202B CN 202011612114 A CN202011612114 A CN 202011612114A CN 112650202 B CN112650202 B CN 112650202B
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Abstract

本发明属于航空飞行控制领域，公开了一种飞机过载保护控制方法。本发明在已有的过载保护功能控制律的基础上，通过记录纵向杆位移突破中立位置时刻的飞机俯仰角数值，通过插值运算自动调整指令成型中的过载限制值，结合反馈支路实现过载保护功能。本发明在飞机任意俯仰角时迅速满拉杆或满推杆操纵飞机急剧机动过程中确保飞机过载不超过所要求的限制值，同时确保飞机具有最大机动能力，不仅很好地减轻飞行员负担及心里压力，而且极大地提高了过载保护功能的性能。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的过载保护控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。

Description

一种飞机过载保护控制方法
技术领域
本发明属于航空飞行控制技术领域，涉及一种飞机过载保护控制方法。
背景技术
法向过载(简称过载)保护功能(又称限制功能)是飞行控制系统诸多边界保护功能中非常重要的一项内容，目的使过载不超过限制值确保飞行安全，且位于所要求的过载公差范围内使飞机能够充分发挥机动能力。
过载保护功能基于已确定的反馈支路及增益结合纵向指令成型实现。若以平飞状态或较小俯仰角飞行状态完成过载保护功能的设计，那么在俯冲过程中迅速满拉杆相对于平飞状态下相同的操纵动作，飞机的俯仰力矩变大导致俯仰惯性增强，在俯仰惯性作用下飞机过载最大值肯定超过最大限制值，相同的原因导致爬升过程中迅速满推杆飞机过载最小值也肯定超过最小限制值。为确保过载不超过限制值，往往采用减小指令成型中的过载限制值使飞机从最小俯仰角迅速满拉杆操纵时飞机过载不超过最大值、从最大俯仰角迅速满推杆操纵时飞机过载不小于最小值，且过载均位于所要求的公差范围内从而确定指令成型中的过载限制值并保持不变。这样当飞机不在最大(或最小)俯仰角、尤其是从平飞状态满杆操纵时飞机过载最大(或最小)值距离限制值较大，飞机机动能力不能充分发挥出来，本质上是通过牺牲飞机机动能力确保飞行安全。
因此在过载保护功能控制律设计时必须对任意俯仰角下进行纵向操纵时、尤其是俯冲时快速拉起过程以及爬升时快速推杆过程中飞机实际过载超过限制值的现象进行全面分析，并建立改善过载保护功能的方法，使飞行控制律能够根据纵向杆位移突破中立位置时刻的飞机俯仰角对指令成型中的过载限制值自动进行调整，改善过载保护功能的性能。
发明内容
本发明提供一种过载保护控制方法，使指令成型中的限制值基于纵向杆位移突破中立位置时刻的俯仰角自动进行调整，不仅实现过载保护功能，且确保飞机具有最大机动能力，同时减轻飞行员操作负担及心里压力。
一种飞机过载保护控制方法，所述方法包括确定飞机在不同俯仰角状态下指令成型中的最大过载和最小过载；所述方法包括以下步骤：
步骤一：计算最大过载保护功能接通时的驾驶杆位移Xesign；Xesign根据以下公式计算：
Figure BDA0002869764320000021
其中，Cysign表示告警迎角对应的飞机升力系数，Q表示该飞行状态下的动压，S表示飞机机翼面积，G表示飞机重量，
Figure BDA0002869764320000022
表示单位过载杆位移。
步骤二：确定平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf及平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf；
步骤三：确定俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000023
及俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000024
步骤四：将俯仰角划分为m份θi，i＝1,2,3,…,m；
当平飞俯仰角θpf≤0时，把平飞俯仰角θpf到最小俯仰角θmin之间分为m份；
当平飞俯仰角θpf>0时，把零度俯仰角θ0到最小俯仰角θmin之间分为m份；
步骤五：确定步骤四中划分的m份俯仰角各自对应的指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000025
及m份俯仰角各自对应的指指令成型中的最大法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000026
步骤六：确定任意俯仰角时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000027
步骤七：确定最小过载保护功能接通时的驾驶杆位移Xe0；
步骤八：确定平飞状态时指令成型中的最小法向过载nymin_pf及平飞状态时指令成型中的最小法向过载修正量Δnymin_pf；
步骤九：确定俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载
Figure BDA0002869764320000031
及俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000032
步骤十：将俯仰角划分为n份θj，j＝1,2,3,…,n；
当平飞俯仰角θpf≥0时，把平飞俯仰角θpf到最大俯仰角θmax之间分为n份；
当平飞俯仰角θpf<0时，把零度俯仰角θ0到最大俯仰角θmax之间分为n份；
步骤十一：确定步骤十中划分的n份俯仰角各自对应的指令成型中的最小法向过载
Figure BDA0002869764320000033
及n份俯仰角各自对应的指指令成型中的最小法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000034
步骤十二：确定任意俯仰角时指令成型中的最小法向过载nymin_θ；
步骤十三：确定驾驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值θpull和驾驶杆纵向位移小于0时刻的指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000036
；
确定驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值θpush、驾驶杆纵向位移大于0时刻的指令成型中的最小法向过载
Figure BDA0002869764320000035
进一步，所述步骤二中的平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf及平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf通过以下过程确定：基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若飞机法向过载ny的最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf＝nymax、平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf＝0；若飞机法向过载ny最大值大于最大过载保护值nymax则逐渐减小nymax_pf的数值，重复飞机平飞状态下迅速满拉杆并保持满拉杆输入操纵动作直到飞机法向过载ny最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，此时Δnymax_pf＝nymax-nymax_pf。
进一步，所述步骤三中，俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000041
及俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000042
通过以下过程确定；基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在平飞状态下迅速满推杆，当飞机俯仰角为零时迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若飞机法向过载ny最大值大于最大过载保护值nymax则逐渐减小俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000043
的数值，重复飞机俯仰角为零时迅速满拉杆并保持满拉杆输入操纵动作直到飞机法向过载ny最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure BDA0002869764320000044
进一步，所述步骤五中，针对步骤四中划分的每一个俯仰角θi使用步骤三的方法得到对应的不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000045
及不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000046
进一步，所述步骤六中，使用步骤四中划分的俯仰角θi，i＝1,2,3,…,m、步骤三中的零度俯仰角θ0和步骤二中的平飞俯仰角θpf作为变量，使用步骤五中的不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载
Figure BDA0002869764320000047
i＝1,2,3,…,m、步骤三中的俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000048
和步骤二中的平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表；
对于任意俯仰角θ通过一维插值方法得到俯仰角时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_θ，则nymax_θ＝nymax-Δnymax_θ。
进一步，所述步骤八中，平飞状态时指令成型中的最小法向过载nymin_pf及平飞状态时指令成型中的最小法向过载修正量Δnymin_pf通过以下过程确定：基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则nymin_pf＝nymin、Δnymin_pf＝0；若ny最小值小于nymin则逐渐增大nymin_pf的数值，重复在飞机平飞状态下迅速满推杆并保持满推杆输入操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则Δnymin_pf＝nymin-nymin_pf。
进一步，所述步骤九中，俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载
Figure BDA0002869764320000051
及俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000052
通过以下过程确定：
基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆，当飞机俯仰角为零时迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值小于nymin则逐渐增大
Figure BDA0002869764320000053
的数值，重复飞机俯仰角为零时迅速满推杆并保持满推杆输入操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure BDA0002869764320000054
进一步，所述步骤十一中，针对步骤十中划分的每一个俯仰角θj使用步骤九的方法得到对应的不同俯仰角时指令成型中的最小法向过载
Figure BDA0002869764320000055
及不同俯仰角时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure BDA0002869764320000056
进一步，所述步骤十二中，使用步骤十中划分的俯仰角θj，j＝1,2,3,…,n、步骤九中的零度俯仰角θ0和步骤八中的平飞俯仰角θpf作为变量，使用步骤十一中的
Figure BDA0002869764320000057
j＝1,2,3,…,n、步骤九中的
Figure BDA0002869764320000058
和步骤八中的Δnymin_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表；
对于任意俯仰角θ通过一维插值方法得到Δnymin_θ，则nymin_θ＝nymin-Δnymin_θ。
进一步，记录驾驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值为θpull并保持不变，以驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值θpull作为变量通过步骤六得到驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值指令成型中的
Figure BDA0002869764320000059
记录驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值为θpush并保持不变，以驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值θpush作为变量通过步骤十二得到驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值指令成型中的
Figure BDA0002869764320000061
本发明的优点是：本发明在已有的过载保护功能控制律基础上，通过记录纵向杆位移突破中立位置时刻的飞机俯仰角数值，通过插值运算自动调整指令成型中的过载限制值，结合反馈支路实现过载保护功能。本发明在飞机任意俯仰角时迅速满拉杆或满推杆操纵飞机急剧机动过程中确保飞机过载不超过所要求的限制值，同时确保飞机具有最大机动能力，不仅很好地减轻飞行员负担及心里压力，而且极大地提高了过载保护功能的性能。本发明不需要对任何飞机操纵机构进行改造，可直接在已有的过载保护控制律中增加该控制方法，节约改造成本、缩短研发周期。
附图说明
图1是飞机过载保护控制方法框图；
其中：
Xe是驾驶杆(或驾驶盘)纵向位移；
ny是飞机法向过载；
ωz是飞机俯仰角速率；
α是飞机迎角；
δe是升降舵(或平尾)偏度；
TNY是法向过载反馈支路滤波器参数；
TWZ是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路滤波器参数；
TWZL是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路滤波器分子参数；
TWZU是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路滤波器分母参数；
TA是迎角反馈支路滤波器参数；
Figure BDA0002869764320000062
是法向过载反馈支路增益参数；
Figure BDA0002869764320000071
是比例积分环节之前俯仰角速率反馈支路增益参数；
Figure BDA0002869764320000072
是比例积分环节之后俯仰角速率反馈支路增益参数；
Kα是迎角反馈支路增益参数；
KP是比例环节增益参数；
KI是积分环节增益参数；
图2是指令成型示意图
Xemax是驾驶杆纵向最大位移(前推为正)；
Xe0是最小过载保护功能接通时的杆位移；
Xesign是最大过载保护功能接通时的杆位移；
Xemin是驾驶杆纵向最小位移(后拉为负)；
Figure BDA0002869764320000073
是单位过载杆位移；
nymax是最大过载保护值；
nysign是最大过载保护功能接通时的过载值；
ny0是最小过载保护功能接通时的过载值；
nymin是最小过载保护值；
图3是飞机俯仰角关系示意图
θmax是最大俯仰角(抬头为正)；
θpf是平飞状态的俯仰角；
θ0是零度俯仰角；
θmin是最小俯仰角(低头为负)。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明做进一步详细描述。
飞行过载控制保护原理如图1和图2所示：驾驶杆或驾驶盘处于中立位置时飞机为平飞状态，法向过载为平飞过载值，为避免空行程现象指令成型中驾驶杆从中立位置向后拉到Xesign时最大过载保护功能接通、指令梯度发生改变，继续拉杆到最小位移时对应过载限制最大值，从中立位置前推到Xe0时最小过载保护功能接通、继续推杆到最大位移时对应过载限制最小值，指令成型结合已确定的反馈支路及增益实现飞机从平飞状态拉或推驾驶杆操纵下的过载保护功能。从平飞状态推杆操纵飞机低头俯冲、俯仰角减小、速度增加、升降舵或平尾效率增强，另外相对于平飞状态从俯冲运动拉杆到相同的杆位移时升降舵偏转的角度更大导致飞机抬头力矩增大、上仰惯性增强，在惯性作用下飞机过载最大值超过限制值，拉杆操纵之前的推杆量越大或俯仰角越小或拉杆量越大或拉杆操纵越迅速飞机抬头运动越剧烈、上仰惯性越强，过载最大值超过最大限制值越大；同样的原因导致推杆操纵时过载最小值低于最小限制值越大。虽然增大反馈增益能够更多抵消过载指令减小升降舵或平尾偏转角度，但反馈支路增益是基于飞行品质等级以及稳定储备要求确定，增大反馈增益会导致飞机闭环飞行品质改变、稳定储备降低，另外增大反馈增益对于降低飞机过载最大值或最小值的作用有限，因此过载保护控制律开发过程中通过调整指令成型中过载限制值实现任意俯仰角、任意推拉驾驶杆操纵时的过载保护功能。
本发明的思路是：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，根据驾驶杆或驾驶盘纵向位移及过载限制值完成指令成型，基于确定的反馈增益在允许的公差范围内验证过载保护功能，若不满足过载保护要求则适当调整指令成型中的过载限制值；然后迅速推杆使飞机俯仰角为零时迅速满拉杆，逐步减小指令成型中的过载限制值使飞机响应满足过载保护要求；再将零度俯仰角到最小俯仰角之间选取不同的俯仰角，没有最小俯仰角要求的，最小俯仰角为-90度，分别针对不同的俯仰角逐步减小指令成型中的过载限制值使飞机过载满足过载保护要求；最后将不同俯仰角及对应的过载限制值做成一维插值表。相同的方法得到平飞俯仰角到最大俯仰角之间不同俯仰角及其对应过载限制值的一维插值表，没有最大俯仰角要求的，最大俯仰角为90度。
本发明的具体内容是：一种飞机过载保护控制方法，所述过载保护控制方法包括最大过载和最小过载，所述过载保护控制方法至少包括起飞、巡航和着陆三种构型，所述最大过载和最小过载的保护控制方法一致，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、计算最大过载保护功能接通时的杆位移Xesign：根据飞机在全包线内某一飞行状态计算Xesign，所述飞行状态的高度确定、马赫数确定、起落架收放状态确定、襟缝翼位置确定，
Figure BDA0002869764320000091
其中，Cysign表示告警迎角对应的飞机升力系数，Q表示该飞行状态下的动压，S表示飞机机翼面积，G表示飞机重量，
Figure BDA0002869764320000092
表示单位过载杆位移；
步骤二、确定平飞状态时指令成型中的nymax_pf及修正量Δnymax_pf：选取nymax_pf＝nymax，基于已经确定的反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若ny最大值不大于nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则nymax_pf＝nymax、Δnymax_pf＝0；若ny最大值大于nymax则逐渐减小nymax_pf的数值，重复上面的驾驶杆操纵动作直到ny最大值不大于nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则nymax_pf<nymax，Δnymax_pf＝nymax-nymax_pf；
步骤三、确定俯仰角为零时指令成型中的
Figure BDA0002869764320000093
及修正量
Figure BDA0002869764320000094
(1)当θpf≤0时，实施步骤四；
(2)当θpf>0时，选取
Figure BDA0002869764320000095
基于已经确定的反馈支路增益，通过六自由度全量模型在平飞状态下迅速满推杆，当飞机俯仰角为零时迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若ny最大值大于nymax则逐渐减小
Figure BDA0002869764320000096
的数值，重复上面的驾驶杆操纵动作直到ny最大值不大于nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure BDA0002869764320000097
步骤四、确定不同俯仰角的数值θi(i＝1,2,3,…,m)，如图3所示；
(1)当θpf≤0时，把θpf到θmin之间分为m份(不包括θpf)，可以平均等分m份，也可以任意分为m份；
(2)当θpf>0时，把θ0到θmin之间分为m份(不包括θ0)，可以平均等分m份，也可以任意分为m份；
步骤五、确定不同俯仰角时指令成型中的
Figure BDA0002869764320000101
及修正量
Figure BDA0002869764320000102
针对步骤四中的每一个θi使用步骤三的方法得到对应的
Figure BDA0002869764320000103
及
Figure BDA0002869764320000104
则
Figure BDA0002869764320000105
步骤六、确定任意俯仰角时指令成型中的nymax_θ：使用步骤四中的俯仰角θi(i＝1,2,3,……,m)、步骤三中的θ0和步骤二中的θpf作为变量，使用步骤五中的
Figure BDA0002869764320000106
步骤三中的
Figure BDA0002869764320000107
和步骤二中的Δnymax_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表，对于任意θ通过一维插值方法得到Δnymax_θ，则nymax_θ＝nymax－Δnymax_θ；也可以使用步骤四中的俯仰角θi(i＝1,2,3,…,m)、步骤三中的θ0和步骤二中的θpf作为变量，使用步骤五中的
Figure BDA0002869764320000108
步骤三中的
Figure BDA0002869764320000109
和步骤二中的nymax_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表，对于任意θ通过一维插值方法得到nymax_θ；
步骤七、确定最小过载保护功能接通时的杆位移Xe0：选取驾驶杆纵向中立位置到最大位移的某一位移量作为Xe0，Xe0取值范围是0.5Xemax≤Xe0≤0.8Xemax；
步骤八、确定平飞状态时指令成型中的nymin_pf及修正量Δnymin_pf：选取nymin_pf＝nymin，基于已经确定的反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则nymin_pf＝nymin、Δnymin_pf＝0；若ny最小值小于nymin则逐渐增大nymin_pf的数值，重复上面的驾驶杆操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则nymin_pf>nymin、Δnymin_pf＝nymin-nymin_pf；
步骤九、确定俯仰角为零时指令成型中的
Figure BDA0002869764320000111
及修正量
Figure BDA0002869764320000112
(1)当θpf≥0，实施步骤十；
(2)当θpf<0时，选取
Figure BDA0002869764320000113
基于已经确定的反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆，当飞机俯仰角为零时迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值小于nymin则逐渐增大
Figure BDA0002869764320000114
的数值，重复上面的驾驶杆操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure BDA0002869764320000115
步骤十、确定不同俯仰角的数值θj(j＝1,2,3,…,n)：如图3所示；
(1)当θpf≥0时，把θpf到θmax之间分为n份(不包括θpf)，可以平均等分n份，也可以任意分为n份；
(2)当θpf<0时，把θ0到θmax之间分为n份(不包括θ0)，可以平均等分n份，也可以任意分为n份；
步骤十一、确定不同俯仰角时指令成型中的
Figure BDA0002869764320000116
及修正量
Figure BDA0002869764320000117
针对步骤十中的每一个θj使用步骤九的方法得到对应的
Figure BDA0002869764320000118
及
Figure BDA0002869764320000119
则
Figure BDA00028697643200001110
步骤十二、确定任意俯仰角时指令成型中的nymin_θ：使用步骤十中的俯仰角θj(j＝1,2,3,…,n)、步骤九中的θ0和步骤八中的θpf作为变量，使用步骤十一中的
Figure BDA00028697643200001111
步骤九中的
Figure BDA00028697643200001112
和步骤八中的Δnymin_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表，对于任意θ通过一维插值方法得到Δnymin_θ，则nymin_θ＝nymin－Δnymin_θ；也可以使用步骤十中的俯仰角θj(j＝1,2,3,…,n)、步骤九中的θ0和步骤八中的θpf作为变量，使用步骤十一中的
Figure BDA00028697643200001113
步骤九中的
Figure BDA00028697643200001114
和步骤八中的nymin_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表，对于任意θ通过一维插值方法得到nymin_θ；
步骤十三、确定纵向杆位移突破中立位置时刻的俯仰角θpull及
Figure BDA0002869764320000121
或θpush及
Figure BDA0002869764320000122
记录驾驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值为θpull并保持不变，以θpull作为变量通过步骤六得到指令成型中的
Figure BDA0002869764320000123
记录驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值为θpush并保持不变，以θpush作为变量通过步骤十二得到指令成型中的
Figure BDA0002869764320000124
步骤十四、在全包线内分别选取一系列的状态点，连续实施步骤一至步骤六、步骤八至步骤十二，确定出一些列一维插值表；根据飞机高度和马赫数或(真空速)以及步骤六、步骤十二的一维插值表生成三维插值表；也可先根据飞机高度和马赫数或(真空速)确定飞行状态，再调用步骤六、步骤十二的一维插值表，再通过步骤十三实现全包线内过载保护控制功能。

Claims (7)

1.一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述方法为确定飞机在不同俯仰角状态下指令成型中的最大过载和最小过载；所述方法包括以下步骤：
步骤一：计算最大过载保护功能接通时的驾驶杆位移Xesign；Xesign根据以下公式计算：
Figure FDA0003849637140000011
其中，Cysign表示告警迎角对应的飞机升力系数，Q表示该飞行状态下的动压，S表示飞机机翼面积，G表示飞机重量，
Figure FDA0003849637140000012
表示单位过载杆位移；
步骤二：确定平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf及平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf；
步骤三：确定俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000018
及俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000013
步骤四：将俯仰角划分为m份θi，i＝1,2,3,…,m；
当平飞俯仰角θpf≤0时，把平飞俯仰角θpf到最小俯仰角θmin之间分为m份；
当平飞俯仰角θpf>0时，把零度俯仰角θ0到最小俯仰角θmin之间分为m份；
步骤五：确定步骤四中划分的m份俯仰角各自对应的指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000014
及m份俯仰角各自对应的指令成型中的最大法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000015
步骤六：确定任意俯仰角时指令成型中的最大法向过载nymax_θ；过程如下：使用步骤四中划分的俯仰角θi，i＝1,2,3,…,m、步骤三中的零度俯仰角θ0和步骤二中的平飞俯仰角θpf作为变量，使用步骤五中的不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000016
i＝1,2,3,…,m、步骤三中的俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000017
和步骤二中的平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表；
对于任意俯仰角θ通过一维插值方法得到任意俯仰角时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_θ，则nymax_θ＝nymax-Δnymax_θ；
步骤七：确定最小过载保护功能接通时的驾驶杆位移Xe0；
步骤八：确定平飞状态时指令成型中的最小法向过载nymin_pf及平飞状态时指令成型中的最小法向过载修正量Δnymin_pf；
步骤九：确定俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载
Figure FDA0003849637140000021
及俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000022
步骤十：将俯仰角划分为n份θj，j＝1,2,3,…,n；
当平飞俯仰角θpf≥0时，把平飞俯仰角θpf到最大俯仰角θmax之间分为n份；
当平飞俯仰角θpf<0时，把零度俯仰角θ0到最大俯仰角θmax之间分为n份；
步骤十一：确定步骤十中划分的n份俯仰角各自对应的指令成型中的最小法向过载
Figure FDA0003849637140000023
及n份俯仰角各自对应的指令成型中的最小法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000024
步骤十二：确定任意俯仰角时指令成型中的最小法向过载nymin_θ；过程如下：使用步骤十中划分的俯仰角θj，j＝1,2,3,…,n、步骤九中的零度俯仰角θ0和步骤八中的平飞俯仰角θpf作为变量，使用步骤十一中的
Figure FDA0003849637140000025
j＝1,2,3,…,n、步骤九中的
Figure FDA0003849637140000026
和步骤八中的Δnymin_pf作为结果，采用插值方法得到一维插值表；
对于任意俯仰角θ通过一维插值方法得到Δnymin_θ，则nymin_θ＝nymin-Δnymin_θ
步骤十三：记录驾驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值θpull并保持不变，以驶杆纵向位移小于0时刻的俯仰角数值θpull作为变量通过步骤六得到驾驶杆纵向位移小于0时刻的指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000027
记录驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值θpush并保持不变，以驾驶杆纵向位移大于0时刻的俯仰角数值θpush作为变量通过步骤十二得到驾驶杆纵向位移大于0时刻的指令成型中的最小法向过载
Figure FDA0003849637140000031
2.根据权利要求1所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤二中的平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf及平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf通过以下过程确定：基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若飞机法向过载ny的最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则平飞状态时指令成型中的最大法向过载nymax_pf＝nymax、平飞状态时指令成型中的最大法向过载修正量Δnymax_pf＝0；若飞机法向过载ny最大值大于最大过载保护值nymax则逐渐减小nymax_pf的数值，重复飞机平飞状态下迅速满拉杆并保持满拉杆输入操纵动作直到飞机法向过载ny最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，此时Δnymax_pf＝nymax-nymax_pf。
3.根据权利要求2所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤三中，俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000032
及俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000033
通过以下过程确定；基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在平飞状态下迅速满推杆，当飞机俯仰角为零时迅速满拉杆并保持满拉杆输入，若飞机法向过载ny最大值大于最大过载保护值nymax则逐渐减小俯仰角为零时指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000034
的数值，重复飞机俯仰角为零时迅速满拉杆并保持满拉杆输入操纵动作直到飞机法向过载ny最大值不大于最大过载保护值nymax且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure FDA0003849637140000041
4.根据权利要求3所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤五中，针对步骤四中划分的每一个俯仰角θi使用步骤三的方法得到对应的不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载
Figure FDA0003849637140000042
及不同俯仰角时指令成型中的最大法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000043
5.根据权利要求4所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤八中，平飞状态时指令成型中的最小法向过载nymin_pf及平飞状态时指令成型中的最小法向过载修正量Δnymin_pf通过以下过程确定：基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内，则nymin_pf＝nymin、Δnymin_pf＝0；若ny最小值小于nymin则逐渐增大nymin_pf的数值，重复在飞机平飞状态下迅速满推杆并保持满推杆输入操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则Δnymin_pf＝nymin-nymin_pf。
6.根据权利要求5所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤九中，俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载
Figure FDA0003849637140000044
及俯仰角为零时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000045
通过以下过程确定：
基于反馈支路增益，通过六自由度全量模型在飞机平飞状态下迅速满拉杆，当飞机俯仰角为零时迅速满推杆并保持满推杆输入，若ny最小值小于nymin则逐渐增大
Figure FDA0003849637140000046
的数值，重复飞机俯仰角为零时迅速满推杆并保持满推杆输入操纵动作直到ny最小值不小于nymin且位于所规定的法向过载保护公差范围内为止，则
Figure FDA0003849637140000047
7.根据权利要求6所述的一种飞机过载保护控制方法，其特征在于：所述步骤十一中，针对步骤十中划分的每一个俯仰角θj使用步骤九的方法得到对应的不同俯仰角时指令成型中的最小法向过载
Figure FDA0003849637140000051
及不同俯仰角时指令成型中的最小法向过载修正量
Figure FDA0003849637140000052
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