一种结冰状态飞机迎角保护控制方法
阅读说明：本技术 一种结冰状态飞机迎角保护控制方法 (Icing state aircraft angle of attack protection control method ) 是由 薛轶凡 薛源 孔满昭 何超 于 2021-09-24 设计创作，主要内容包括：本申请提供了一种结冰状态飞机迎角保护控制方法,包括：确定无结冰气象条件及结冰气象条件下的飞机迎角保护状态；确定飞机结冰状态迎角保护功能允许接通的判断条件；确定结冰迎角保护退出到正常无冰状态迎角保护逻辑；将不同结冰状态下限制迎角及告警迎角值,扩充进正常无冰状态的限制迎角及告警迎角插值表,构造随马赫数、增升构型、迎角保护状态变化的插值表,作为迎角保护功能的输入信息；扩充插值表后,结冰状态沿用正常无冰状态的迎角保护控制算法,结冰和未结冰条件下的迎角保护控制功能算法相同,仅输入值不同,对俯仰通道,当迎角小于告警迎角时,采用过载控制,当迎角达到告警迎角时,采用迎角控制,实现最大拉杆值对应限制迎角。(The application provides an icing state aircraft angle of attack protection control method, which comprises the following steps: determining aircraft attack angle protection states under icing-free meteorological conditions and icing meteorological conditions; determining a judgment condition that the aircraft icing state attack angle protection function is allowed to be switched on; determining icing angle-of-attack protection logic for exiting to a normal ice-free state; expanding the limiting angle of attack and the warning angle of attack values under different icing states into a limiting angle of attack and warning angle of attack interpolation table under a normal ice-free state, and constructing an interpolation table which changes along with Mach number, lift-increasing configuration and angle of attack protection state as input information of an angle of attack protection function; after the interpolation table is expanded, the icing state follows the normal ice-free state attack angle protection control algorithm, the attack angle protection control function algorithms under icing and non-icing conditions are the same, only the input values are different, and for the pitching channel, when the attack angle is smaller than the alarm attack angle, overload control is adopted, and when the attack angle reaches the alarm attack angle, attack angle control is adopted, so that the maximum pull rod value correspondingly limits the attack angle.)
技术领域
本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及一种结冰状态飞机迎角保护控制方法。
背景技术
飞机在结冰气象飞行时，机体表面会积聚冰层，导致飞机最大升力减小、阻力增大，空气动力性能变差，严重影响飞机的操纵性和安全性。因此，飞机通常设计有在自然结冰气象下的迎角限制保护功能，以确保结冰状态下飞机的安全飞行。
超音速飞机由于机动性高，若遇结冰气象，可快速飞离结冰区域，因此通常无需结冰迎角保护功能；而大型飞机由于机动性较差，难以快速飞离结冰区域，因此需要相应的迎角保护功能。而现有技术中，我国大飞机基本为机械或增稳控制，难以实现较复杂的结冰状态迎角自动保护功能，国外大型飞机仅按照飞机机翼结冰状态，将结冰时迎角简单定义为正常无冰环境和机翼结冰环境下两种状态，未考虑尾翼结冰、飞机机翼或尾翼防除冰系统故障情况下的迎角保护功能及其在各状态间的自动切换逻辑。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种结冰状态飞机迎角保护控制方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种结冰状态飞机迎角保护控制方法，所述方法包括：
确定无结冰气象条件及结冰气象条件下的迎角保护状态，所述迎角保护状态包括表示无结冰气象条件下的正常状态、表示结冰气象条件下防除冰系统正常工作的结冰状态一和表示结冰气象条件下任一防除冰系统非正常工作的结冰状态二；
获取增升装置状态、起落架状态及机轮承载状态信号，当增升装置收起同时起落架收起或机轮不承载超过预定时间任一满足时，飞机结冰状态迎角保护功能允许接通；
当结冰探测器连续一段时间探测到飞机上有结冰信号后，或机翼防冰开关开启或尾翼除冰开关开启，进入结冰状态一；
在结冰状态一，结冰探测器探测到飞机在结冰区域飞行，且飞机机翼防冰开关开启且机翼防冰系统状态正常且尾翼除冰开关开启且尾翼除冰系统状态正常，同时满足，保持在结冰状态一；
在结冰状态一，结冰探测器探测到飞机在结冰区域飞行且超过预定时间，同时飞机机翼防冰开关关闭或机翼防冰系统状态不正常或尾翼除冰开关关闭或尾翼除冰系统状态不正常任一满足，进入结冰状态二；
在结冰状态二下，当结冰探测器探测到飞机离开结冰区域且机翼防冰开关关闭且尾翼除冰开关关闭且环境温度大于预定温度，返回至正常状态；
构造随马赫数、增升构型和表示正常状态、结冰状态一、结冰状态二的迎角保护状态字变化的三维插值表，所述三维插值表中数据为飞机限制迎角或告警迎角值；
根据所述三维插值表的数据及迎角保护控制律控制飞机迎角。
进一步的，在结冰状态一，当结冰探测器探测到飞机离开结冰区域且机翼防冰开关关闭且尾翼除冰开关关闭且环境温度总温大于预定温度，返回至结冰迎角保护功能允许接通。
进一步的，在结冰状态一，当结冰探测器探测到飞机已离开结冰区域且前一时刻处于结冰状态一且环境温度总温小于预定温度，或飞机第一次进入结冰状态一且不超过预定时间，则保持在结冰状态一。
进一步的，飞机自正常状态进入结冰状态一且不超过预定时间，则也保持在结冰状态一。
进一步的，在结冰状态二，当结冰探测器探测到飞机已离开结冰区域且前一时刻处于结冰状态二且环境温度总温小于预定温度，则保持在结冰状态二。
进一步的，在结冰状态二，当结冰探测器探测到飞机在结冰区域飞行，且飞机机翼防冰开关打开且尾翼除冰开关打开且机翼防冰系统正常且尾翼除冰系统正常，进入结冰状态一。
进一步的，在结冰状态一或结冰状态二，当机轮承载超过预定时间后，退出结冰状态迎角保护，进入正常状态的迎角保护；
进一步的，结冰状态一、结冰状态二和正常状态之间的切换有预定淡化时间。
进一步的，所述迎角保护状态字通过总线传输至CWS中央告警系统，并显示到中央面板上。
本申请所提供的结冰气象下飞机迎角保护的控制方法法根据飞机翼面上不同结冰冰型及翼面防除冰系统故障与否信号及环控系统提供的结冰相关信号，实现不同结冰气象条件下飞机的迎角自动切换及保护功能。
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为本申请的结冰状态飞机迎角保护控制方法示意图。
图2为本申请的方法中条件1示意图。
图3为本申请的方法中条件2示意图。
图4为本申请的方法中条件3示意图。
图5为本申请的方法中条件4示意图。
图6为本申请的方法中条件5示意图。
图7为本申请的方法中条件6示意图。
图8为本申请的方法中条件7示意图。
图9为本申请的方法中条件8示意图。
图10为本申请的方法中条件9示意图。
图11为本申请的方法中条件10示意图。
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。
本申请的目的提供一种自然结冰气象下飞机迎角保护的控制方法，该方法根据飞机翼面上不同结冰冰型及翼面防除冰系统故障与否信号及环控系统提供的结冰相关信号，实现不同结冰气象条件下飞机的迎角自动切换及保护功能。
本申请所提供的方法包括：
1)确定无结冰气象条件及结冰气象条件下的飞机迎角保护状态。
根据运输类飞机适航标准对大气结冰条件及结冰状态下飞机性能和操纵品质要求，对飞机结冰情况下的气动特性开展计算分析、冰风洞试验、带模型试飞工作，结合飞机机翼和尾翼的防除冰系统工作状态，合并相似影响冰型，将飞机结冰迎角分为不同保护状态，进行迎角保护。各结冰状态对应不同的告警迎角和限制迎角值；
经过计算分析及带模型试飞等工作，将结冰状态迎角保护分为两个状态：
结冰状态一：防除冰系统正常工作的所有结冰状态(包含待机冰型、所有飞行状态下的航路冰型等)，其判断逻辑为：(结冰探测器结冰探测器探测到飞机结冰)且[(机翼防冰开关工作且机翼防冰系统正常)且(尾翼除冰开关工作且尾翼除冰系统正常)]；
结冰状态二：任何部位防除冰系统失效的所有结冰状态，该状态以最严重的失效冰型考虑飞机的迎角保护，其判断逻辑为：(结冰探测器结冰探测器探测到飞机结冰信号)且[(机翼防冰开关不工作)或(机翼防冰系统状态不正常)或(尾翼除冰开关不工作)或(尾翼除冰系统状态不正常)]。
另外，飞机刚结冰2分钟内，飞机机翼和尾翼上结冰程度较小，不会对飞机安全性产生较大影响，因此，为保证飞机一定的机动性能，2分钟内，结冰迎角按照结冰状态1保护。
无结冰气象条件的迎角保护属于常见过程，不再赘述。
2)获取增升装置状态、起落架状态及机轮承载状态信号，当增升装置收起同时起落架收起或机轮不承载超过预定时间任一满足时，飞机结冰状态迎角保护功能允许接通。
飞机在结冰气象条件下起飞，起飞前必须进行地面除冰作业，以确保飞机不带冰起飞。且起飞阶段结冰对飞机气动影响有限，所以起飞阶段迎角按正常无冰状态进行保护，起飞结束后允许结冰状态迎角保护功能接通；
因此，起飞阶段的具体逻辑判断为：(通过机轮承载信号得到轮载离地后满足2分钟)或[(通过起落架手柄控制起落架收起)且(襟翼等增生装置收起)]，则允许接通结冰保护。
3)确定结冰状态迎角保护启用逻辑。
从接收的总线信号中引入结冰探测器结冰探测器、机翼防冰开关、尾翼除冰开关信号，允许结冰迎角保护后，当结冰探测器结冰探测器连续一段时间探测到飞机上有结冰信号后，或(考虑到飞行员的优先权)人工手动打开机翼防冰开关或尾翼除冰开关，启用结冰状态迎角保护功能；
4)确定结冰迎角保护退出到正常无冰状态迎角保护逻辑。
当飞机启用结冰保护后，若飞机着陆超过一定时间，则退出到正常无冰状态迎角保护。
另外，离开结冰气象环境，且启用结冰状态迎角保护功能不满足时(即步骤3中任一条件不满足时)，当环境温度总温足够高，确保飞机翼面已无残留冰层时，迎角保退出到正常无冰状态迎角保护；
5)步骤1-4即为自然结冰气象条件下迎角保护功能逻辑，作为单独模块添加进飞控控制律；
6)将步骤1提供的不同结冰状态下限制迎角及告警迎角值，扩充进正常无冰状态的限制迎角及告警迎角插值表，构造随“马赫数”、“增升构型”、“迎角保护状态”变化的插值表，作为迎角保护功能的输入信息；
扩充插值表后，结冰状态可直接沿用正常无冰状态的迎角保护控制算法，结冰和未结冰条件下的迎角保护控制功能算法相同，仅输入值(限制迎角和告警迎角值)不同，保护算法在此不再赘述。即对俯仰通道，当迎角小于告警迎角时，采用过载控制，当迎角达到告警迎角时，采用迎角控制，实现最大拉杆值对应限制迎角；
在本申请优选实施例中，为便于飞行员获知当前迎角保护状态，将迎角保护状态通过总线信号引入中央告警系统CWS，并显示到中央面板上。
中央告警系统CWS会根据当前迎角保护状态显示“结冰状态1”或“结冰状态2”，便于飞行员获悉当前迎角保护状态。
本发明所提供的迎角保护控制方法可以实现结冰状态下的飞机迎角保护，可直接沿用正常无冰状态下的迎角保护算法，控制律架构无需更改；而且，本发明的应用不需要对飞机的任何系统部件进行改造，可直接在飞控软件中实现，极大地减少改造成本，保证迎角保护功能在正常和自然结冰状态下使用的精确性，提高了飞机安全性。
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。
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