本发明涉及飞机控制，尤其涉及一种飞机空中受油模态控制方法。
背景技术：
1、飞机具有空中受油功能，可增大飞机的航程，延长飞机的续航时间，提高生存能力，增大有效载荷或载弹量，有效解决了载油量与携带武器之间的矛盾、加大飞机的机动性，故空中受油已成为一项非常有效的手段。但在空中受油过程中，若受油机与加油机体型相差较大，受油机受加油机、输油管流场影响较大时，受油机大气测量参数易存在较大误差，且测量值容易存在波动，使得受油机飞行控制系统控制律作为反馈控制信号的大气数据无法在此状态下有效采信，进而不利于飞机姿态精确控制，严重影响受油机与加油机的对接，危及飞行员和飞机安全。
技术实现思路
1、本发明所解决的技术问题在于提供一种飞机空中受油模态控制方法，以解决上述背景技术中的问题。
2、本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
3、一种飞机空中受油模态控制方法，具体步骤如下：
4、a)将飞机的动压表、静压表决值输出作为受油模态接通时刻的值，记为qc0，ps0；
5、b)将飞机的迎角表决值输出作为受油模态接通时刻的值，记为α0，进入飞行控制系统控制律的迎角使用伪迎角α(伪)算法，具体算法如下：
6、
7、其中，wz为飞机体轴实时测量得到的俯仰角速率，yalf(qc0，ps0)为伪迎角控制参数，根据空中受油模态接通时刻动静压得到，yalf具体计算公式如下：
8、
9、
10、其中，p0为发动机推力；αpp为飞机该状态下的配平迎角；ap为发动机推力线与飞机水平基准线的夹角(抬头为正)；为动力学导数，表示单位迎角产生的升力系数增量；cy为飞机升力系数；△α为攻角增量(间隔可选)；ρ为大气密度；v为飞机速度；s为机翼参考面积；g为重力加速度；g为飞机重量；
11、yalf根据上述公式(2)～(3)计算得出，并按照动压、静压坐标预存一组二维插值表在飞行控制系统控制律中形成yalf(qc0，ps0)，空中受油模态使用时，根据飞机接通空中受油模态时刻动压表决值qc0、静压表决值ps0插值得到。
12、在本发明中，空中受油模态接通信号为0时，表示空中受油模态未接通，飞行控制系统控制律解算采用正常迎角反馈。
13、在本发明中，空中受油模态接通信号为1时，表示空中受油模态接通，进入受油机飞行控制系统控制律的大气信号——动压表、静压表决值采用受油模态接通时刻的值，迎角测量信号采用接通时的迎角及测量的实时俯仰角速率作为伪迎角信号；飞行控制系统控制律解算采用重构迎角作为反馈，重构迎角是根据接通前的迎角和实时俯仰角速率解算的动态迎角相加得到，同时在正常迎角与重构迎角切换时设置有淡化器，起到淡化迎角信号作用。
14、有益效果：本发明能够在受油机大气和迎角测量信号受到加油机干扰气流影响的情况下，自动对受油机飞行控制系统控制律的动静压和迎角测量信号进行处理，避免加油机干扰气流对受油机的影响，为飞机飞行安全提供保障。
1.一种飞机空中受油模态控制方法，其特征在于，具体步骤如下：
2.根据权利要求1所述的一种飞机空中受油模态控制方法，其特征在于，空中受油模态接通信号为0时，表示空中受油模态未接通，飞行控制系统控制律解算采用正常迎角反馈。
3.根据权利要求1所述的一种飞机空中受油模态控制方法，其特征在于，空中受油模态接通信号为1时，表示空中受油模态接通，进入受油机飞行控制系统控制律的大气信号——动压表、静压表决值采用受油模态接通时刻的值，迎角测量信号采用接通时的迎角及测量的实时俯仰角速率作为伪迎角信号。
4.根据权利要求3所述的一种飞机空中受油模态控制方法，其特征在于，飞行控制系统控制律解算采用重构迎角作为反馈，重构迎角是根据接通前的迎角和实时俯仰角速率解算的动态迎角相加得到。
5.根据权利要求4所述的一种飞机空中受油模态控制方法，其特征在于，在正常迎角与重构迎角切换时设置有淡化器。
