本申请属于发动机矢量喷管控制技术领域，特别涉及一种矢量喷管偏转控制方法及系统。
背景技术：
配装推力矢量发动机的飞机，通过矢量喷管偏转为飞机提供额外的操纵力矩，可大幅提升其综合控制能力。但在发动机加力状态进行矢量偏转时，喷管扩张段迎热气流面的壁面温度急剧升高，且偏转角度越大、偏转持续时间越长，喷管壁温升高越多，在当前的冷却技术和喷管材料耐温能力的条件下，极有可能导致喷管构件烧蚀损坏，进而影响飞行安全。因此在推力矢量发动机实际使用过程中，需对加力状态矢量喷管单次偏转持续时间进行控制。
目前，矢量喷管单次偏转持续最大时间的控制方法如下：发动机处于加力状态，喷管单次偏转持续最大时间tmax与偏转角度δj单参数相关，即tmax＝f(δj)，δj越大对应的tmax越小，当加力状态喷管偏转时间达到tmax时，需飞行员干预使喷管回到中立(非偏转)位置。
仅与偏转角度单参数相关的喷管单次偏转持续时间控制方法的缺点在于：
1)喷管单次偏转持续最大时间的控制仅与偏转角度有关，未考虑发动机不同加力状态的影响，如在小加力或部分加力状态下，偏转持续时间仍按全加力状态的时间进行控制，会导致该状态下允许的偏转持续时间较短，不能满足飞机使用需求。
2)未考虑飞行条件对喷管偏转持续时间的影响，采用以上控制方法会造成高空小表速飞行时喷管单次偏转持续时间不够用，偏转能力不能充分发挥；在大马赫数时喷管构件存在超温损坏风险。
3)单次偏转持续时间采用物理时间的累加方式，无法适应偏转角度实时动态变化过程偏转持续时间累积的控制。
4)偏转持续时间达到限制值后，需飞行员干预使喷管回中，增加操作负担，且采取喷管回中的控制逻辑不尽合理，未考虑此时过失速机动飞行对偏转仍有一定需求，且无喷管回中后再次投入偏转控制的逻辑。
技术实现要素：
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种矢量喷管偏转控制方法及系统。
本申请第一方面，一种矢量喷管偏转控制方法，包括：
步骤s1、以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
步骤s2、以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
步骤s3、获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
步骤s4、根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
步骤s5、根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
步骤s6、若所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
优选的是，所述步骤s1包括：
步骤s11、确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
步骤s12、通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax；
步骤s13、以所述第一偏转持续时间t折算lim与所述单次偏转持续时间最大值tmax的比值作为该次加力油门状态和偏转角度下的第一时间折算系数，由多个第一时间折算系数构成第一时间折算系数函数。
优选的是，所述步骤s2包括：
步骤s21、确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
步骤s22、确定飞机处于不同高度及马赫数下状态时，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第二偏转持续时间t’折算lim；
步骤s23、以所述第二偏转持续时间t’折算lim与所述第一偏转持续时间t折算lim的比值作为该次高度及马赫数下的第二时间折算系数，由多个第二时间折算系数构成第二时间折算系数函数。
优选的是，所述步骤s6之前进一步包括步骤s60、对所述折算时间进行累积，所述步骤s60包括：
步骤s601、获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
步骤s602、在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
步骤s603，同理，在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
优选的是，所述步骤s6中，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度包括：
步骤s61、获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
步骤s62、以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
本申请第二方面，一种矢量喷管偏转控制系统，包括：
第一时间折算系数函数获取模块，用于获取第一时间折算系数函数，其中，以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
第二时间折算系数函数获取模块，用于获取第二时间折算系数函数，其中，以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
状态获取模块，用于获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
折算系数计算模块，用于根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
折算时间计算模块，用于根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
控制模块，用于当所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
优选的是，所述第一时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
单次偏转持续时间最大值计算单元，用于通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax；
第一时间折算系数函数生成单元，用于以所述第一偏转持续时间t折算lim与所述单次偏转持续时间最大值tmax的比值作为该次加力油门状态和偏转角度下的第一时间折算系数，由多个第一时间折算系数构成第一时间折算系数函数。
优选的是，所述第二时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
第二偏转持续时间计算单元，用于确定飞机处于不同高度及马赫数下状态时，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第二偏转持续时间t’折算lim；
第二时间折算系数函数生成单元，用于以所述第二偏转持续时间t’折算lim与所述第一偏转持续时间t折算lim的比值作为该次高度及马赫数下的第二时间折算系数，由多个第二时间折算系数构成第二时间折算系数函数。
优选的是，还包括折算时间累积模块，用于对所述折算时间进行累积，所述折算时间累积模块包括：
累积清空时限获取单元，用于获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
第一清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
第二清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
优选的是，所述控制模块包括：
偏转限制角度值初始化单元，用于获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
偏转限制角度修正模块，用于以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
附图说明
图1是本申请矢量喷管偏转控制方法的一实施方式的流程图。
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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本专利主要解决的技术问题为：
1)解决矢量喷管最大偏转持续时间与加力油门杆、飞行高度、马赫数等参数不相关的问题，提高其在不同发动机工作状态和飞行条件下的适用性，使喷管偏转持续时间既满足飞机对矢量偏转的使用需求，同时确保喷管结构稳定可靠工作。
2)解决采用物理时间进行偏转持续时间累积的方法，无法适用发动机工作状态、喷管偏转角度、飞行条件等连续变化过程时间累积控制的问题。
3)降低偏转持续时间到限后飞行员处置的操作复杂度，解决过失速机动时飞行员对矢量偏转控制需求的问题。
如图1所示，本申请提供了一种矢量喷管偏转控制方法，包括：
步骤s1、以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
步骤s2、以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
步骤s3、获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
步骤s4、根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
步骤s5、根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
步骤s6、若所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
以下详细说明。
1)原理说明
发动机加力状态越高、喷管偏转角度越大，允许的单次偏转持续时间越小；此外，根据发动机控制规律，在高空小马赫飞行时，加力温度低，相同偏转角度下的喷管偏转持续时间长，低空或高空大马赫飞行时加力温度低，相同偏转角度下的喷管最大许可偏转持续时间短，即不同发动机工作状态和飞行条件下，对应的偏转角度及偏转持续时间均不同。此外，在实际飞行过程中，发动机油门状态、矢量喷管偏转角度、飞行条件是连续变化的，对应的最大偏转持续时间也不同，实际使用中不能按真实物理时间进行偏转持续时间的累积。
基于以上分析，提出矢量喷管单次偏转持续折算时间的概念和控制方法，以地面台架全加力状态最大偏转角度下允许的最大单次偏转持续时间为基准，其它加力状态和偏转角度进行折算，并根据飞行条件进行修正，最终确定出不同条件下的偏转持续时间折算系数，将喷管处于偏转状态的物理时间转换成折算时间，当偏转持续时间达到限制值后，综合考虑飞行安全和飞行员操作需求确定出完善的控制逻辑。
2)矢量喷管单次偏转持续折算时间t折算(s)
在矢量偏转飞行过程中，飞行高度h、马赫数ma、发动机油门杆pla和偏转角度δj动态变化，为实现不同状态、不同偏转角度下的偏转持续时间的累积，定义矢量喷管单次偏转持续折算时间t折算：
t折算＝∑t偏转*kpla_δj*kh_m
其中，t偏转为喷管处于偏转状态的物理时间；
kpla_δj：对应不同油门杆角度、偏转角度的偏转持续时间折算系数。
kh_m：对应不同高度、马赫数修正的偏转持续时间折算系数。
a)系数kpla_δj的确定方法如下：
通过地面台架发动机加力状态的矢量偏转试车和喷管壁面温度测量，监控喷管壁温不超过材料耐温极限，确定相关参数。在全加力油门状态plamax、最大偏转角度δjmax下喷管达到限温时的偏转持续时间tmax，令矢量喷管单次偏转持续折算时间限制值t折算lim＝tmax，即以台架全加力状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的偏转持续时间作为折算时间的限制值，并作为其它状态和偏转角度下计算折算系数的基准，也就是台架全加力状态、最大偏转角度下对应的偏转持续时间折算系数为1。
通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax，此状态下对应的kpla_δj＝t折算lim/tmax。
此外，通过台架试验确定出喷管偏转持续时间不受限时对应的加力状态最低油门杆角度plamin，即当发动机油门杆角度pla小于plamin时，喷管在任何偏转角度下，偏转持续时间无限制；喷管偏转持续时间不受限时对应的最小几何偏转角δjmin，即当喷管偏转角度δj小于δjmin时，喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制；全加力状态、最大偏转角度下持续t折算lim时，将偏转角度降至δjmin后，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间，记为t_pauseδ；全加力状态、最大偏转角度下持续t折算lim时，将油门杆角度降至plamin后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，记为t_pausepla。
其中，plamin、δjmin作为t折算累积的判断条件；t_pauseδ、t_pausepla为t折算累积过程和到限后处置逻辑用到的参数。
b)kh_m的确定方法如下：
飞行高度和马赫数变化时，对应高度、马赫数关联的折算时间修正系数khm等于该空中状态的t’折算lim与地面台架状态相同油门位置、偏转角度下t折算lim的比值，可通过高空台矢量偏转壁温测量试验获取。
3)控制方法和逻辑
折算时间t折算累积的控制条件和逻辑：
a)发动机处于加力状态；
b)油门杆pla≥plamin；
c)几何偏转角δj≥δjmin。
a、b、c为与的关系。
步骤s601、获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
步骤s602、在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
步骤s603，同理，在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
之后在步骤s6中，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度，具体包括：
步骤s61、获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
步骤s62、以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
备选实施方式中，按以下控制方法和逻辑进行控制，在折算时间累积过程中，不同时满足a、b、c条件时，则暂停累积，从暂停累积时刻开始计时为t1，从不满足a或b条件开始计时为t2，当t1＜t_pauseδ并且t2＜t_pausepla时，若再次同时满足a、b、c的条件，则t折算继续累积，并将t1、t2置为0；当t1≥t_pauseδ或者t2≥t_pausepla时，则将t折算清零，并将t1、t2置为0，待下次同时满足a、b、c条件时重新开始折算时间的累积。
喷管单次偏转持续时间达到限制值后的处置控制逻辑：
当累积的折算时间t折算≥t折算lim时，将偏转限制角度值取为当前实际偏转角δj，之后以x°/s的偏转速率(偏转速率x根据飞机需求确定，例如5-10)将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置(若δjmin-0.5<0，则取为0)。待偏转限制角度达到δjmin-0.5后，将t折算清零，t_pauseδ秒后偏转限制角度恢复正常控制，t折算重新进行累积和控制。
以上控制逻辑可通过发动机控制器软件实现，具体的，本申请第二方面提供了一种矢量喷管偏转控制系统，包括：
第一时间折算系数函数获取模块，用于获取第一时间折算系数函数，其中，以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
第二时间折算系数函数获取模块，用于获取第二时间折算系数函数，其中，以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
状态获取模块，用于获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
折算系数计算模块，用于根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
折算时间计算模块，用于根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
控制模块，用于当所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
在一些可选实施方式中，所述第一时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
单次偏转持续时间最大值计算单元，用于通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax；
第一时间折算系数函数生成单元，用于以所述第一偏转持续时间t折算lim与所述单次偏转持续时间最大值tmax的比值作为该次加力油门状态和偏转角度下的第一时间折算系数，由多个第一时间折算系数构成第一时间折算系数函数。
在一些可选实施方式中，所述第二时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
第二偏转持续时间计算单元，用于确定飞机处于不同高度及马赫数下状态时，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第二偏转持续时间t’折算lim；
第二时间折算系数函数生成单元，用于以所述第二偏转持续时间t’折算lim与所述第一偏转持续时间t折算lim的比值作为该次高度及马赫数下的第二时间折算系数，由多个第二时间折算系数构成第二时间折算系数函数。
在一些可选实施方式中，还包括折算时间累积模块，用于对所述折算时间进行累积，所述折算时间累积模块包括：
累积清空时限获取单元，用于获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
第一清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
第二清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
在一些可选实施方式中，所述控制模块包括：
偏转限制角度值初始化单元，用于获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
偏转限制角度修正模块，用于以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
本申请的关键点在于：
1)不同加力油门状态和偏转角度下偏转持续时间折算系数、不同飞行条件下修正折算系数的确定方法；
2)矢量喷管单次偏转持续折算时间的累积条件和控制逻辑；
3)单次偏转持续时间达到限制值后的处置控制逻辑。
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。
1.一种矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，包括：
步骤s1、以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
步骤s2、以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
步骤s3、获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
步骤s4、根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
步骤s5、根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
步骤s6、若所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
2.如权利要求1所述的矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，所述步骤s1包括：
步骤s11、确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
步骤s12、通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax；
步骤s13、以所述第一偏转持续时间t折算lim与所述单次偏转持续时间最大值tmax的比值作为该次加力油门状态和偏转角度下的第一时间折算系数，由多个第一时间折算系数构成第一时间折算系数函数。
3.如权利要求1所述的矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，所述步骤s2包括：
步骤s21、确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
步骤s22、确定飞机处于不同高度及马赫数下状态时，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第二偏转持续时间t’折算lim；
步骤s23、以所述第二偏转持续时间t’折算lim与所述第一偏转持续时间t折算lim的比值作为该次高度及马赫数下的第二时间折算系数，由多个第二时间折算系数构成第二时间折算系数函数。
4.如权利要求1所述的矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，所述步骤s6之前进一步包括步骤s60、对所述折算时间进行累积，所述步骤s60包括：
步骤s601、获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
步骤s602、在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
步骤s603，同理，在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
5.如权利要求1所述的矢量喷管偏转控制方法，其特征在于，所述步骤s6中，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度包括：
步骤s61、获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
步骤s62、以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
6.一种矢量喷管偏转控制系统，其特征在于，包括：
第一时间折算系数函数获取模块，用于获取第一时间折算系数函数，其中，以地面试验中，全加力油门状态、矢量喷管最大偏转角度下矢量喷管达到限温时的第一偏转持续时间为基准，构建关联油门杆角度及矢量喷管偏转角度的第一时间折算系数函数；
第二时间折算系数函数获取模块，用于获取第二时间折算系数函数，其中，以所述第一偏转持续时间与同等油门状态及矢量喷管偏转角度下的空中试验所获得的第二偏转持续时间的比值，构建关联高度及马赫数的第二时间折算系数函数；
状态获取模块，用于获取某一加力状态下的油门杆角度、矢量喷管偏转角度、飞机高度、马赫数及持续时间；
折算系数计算模块，用于根据函数确定第一时间折算系数及第二时间折算系数；
折算时间计算模块，用于根据该次加力状态下的所述持续时间、第一折算系数及第二时间折算系数，计算该次加力状态下的折算时间；
控制模块，用于当所述折算时间累积超过所述第一偏转持续时间时，按设定比率降低矢量喷管的偏转限制角度。
7.如权利要求6所述的矢量喷管偏转控制系统，其特征在于，所述第一时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
单次偏转持续时间最大值计算单元，用于通过台架试验确定出其它加力油门状态和偏转角度下允许的喷管单次偏转持续时间最大值tmax；
第一时间折算系数函数生成单元，用于以所述第一偏转持续时间t折算lim与所述单次偏转持续时间最大值tmax的比值作为该次加力油门状态和偏转角度下的第一时间折算系数，由多个第一时间折算系数构成第一时间折算系数函数。
8.如权利要求6所述的矢量喷管偏转控制系统，其特征在于，所述第二时间折算系数函数获取模块包括：
第一偏转持续时间计算单元，用于确定在地面试验中，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第一偏转持续时间t折算lim；
第二偏转持续时间计算单元，用于确定飞机处于不同高度及马赫数下状态时，全加力油门状态、最大偏转角度下喷管达到限温时的第二偏转持续时间t’折算lim；
第二时间折算系数函数生成单元，用于以所述第二偏转持续时间t’折算lim与所述第一偏转持续时间t折算lim的比值作为该次高度及马赫数下的第二时间折算系数，由多个第二时间折算系数构成第二时间折算系数函数。
9.如权利要求6所述的矢量喷管偏转控制系统，其特征在于，还包括折算时间累积模块，用于对所述折算时间进行累积，所述折算时间累积模块包括：
累积清空时限获取单元，用于获取第一累积清空时限及第二累积清空时限，所述第一累积清空时限指示了当油门杆低于设定值后，喷管壁温降至全加力非偏转状态对应的温度值所用的时间，所述第二累积清空时限指示了当矢量喷管偏转角度低于设定值时，喷管壁温降至非偏转状态对应的温度值所用的时间；
第一清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但油门杆角度低于对应的设定值plamin时，进行第一壁温冷却时间累积，若所述第一壁温冷却时间累积超过所述第一累积清空时限，则清空在前累积的折算时间；
第二清空处理单元，用于在进行折算时间累积时，若发动机变为非加力状态，或者发动机虽然处于加力状态，但矢量喷管偏转角度低于对应的设定值δjmin时，进行第二壁温冷却时间累积，若所述第二壁温冷却时间累积超过所述第二累积清空时限，则清空在前累积的折算时间。
10.如权利要求6所述的矢量喷管偏转控制系统，其特征在于，所述控制模块包括：
偏转限制角度值初始化单元，用于获取当前的矢量喷管实际偏转角，并将其作为偏转限制角度值；
偏转限制角度修正模块，用于以x°/s的偏转速率将偏转限制角度值减少到δjmin-0.5的位置或0的位置，所述δjmin为是指喷管在任何油门状态下，偏转持续时间无限制时的角度。
技术总结