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民用飛機(jī)橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究分析論文
大型客機(jī)在高空、高速飛行時(shí),在受到陣風(fēng)或紊流的擾動(dòng)時(shí), 由于飛機(jī)自身穩(wěn)定性不足, 飛機(jī)往往會(huì)出現(xiàn)低阻尼比的俯仰振蕩和橫航向振蕩, 駕駛員對(duì)這種短周期的振蕩模態(tài)來不及反應(yīng), 極大的影響飛行員的操縱和乘客的乘坐品質(zhì), 嚴(yán)重情況會(huì)造成飛機(jī)的事故。為了保證飛機(jī)的飛行安全,滿足要求的飛行品質(zhì),通常需要必須要在飛的三個(gè)軸向操縱系統(tǒng)中加入增穩(wěn)系統(tǒng),以便增大飛機(jī)振蕩模態(tài)的阻尼比,增強(qiáng)飛機(jī)的穩(wěn)定性和改善飛機(jī)的操縱性。
增穩(wěn)系統(tǒng)主要分為縱向以及橫航向兩種增穩(wěn)控制構(gòu)型, 縱向增穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)的主要目的是改善飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)特性, 橫航向增穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)的主要目的是改善飛機(jī)的荷蘭滾運(yùn)動(dòng)特性。由于飛機(jī)橫航向運(yùn)動(dòng)的交連耦合的影響造成了橫航向運(yùn)動(dòng)的復(fù)雜性, 因此橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)比縱向操穩(wěn)系統(tǒng)難。該文對(duì)某型飛機(jī)的橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì), 對(duì)并其仿真結(jié)果進(jìn)行了分析。
1 橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng)方案
控制增穩(wěn)的控制律是電傳操縱系統(tǒng)最基本的控制模態(tài), 是電傳操縱系統(tǒng)實(shí)施對(duì)飛機(jī)的控制以及實(shí)現(xiàn)各種主動(dòng)控制功能的基礎(chǔ)。控制增穩(wěn)的控制律設(shè)計(jì),首先要滿足穩(wěn)定性要求。設(shè)計(jì)實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)表明,在線性設(shè)計(jì)階段, 應(yīng)力求留出足夠的幅值穩(wěn)定裕量和相位裕量; 從而使非線性設(shè)計(jì)和實(shí)際系統(tǒng)交付時(shí), 得以滿足6分貝幅值裕量和4 5 °相位裕量的指標(biāo)要求。
具體設(shè)計(jì)指標(biāo)如下。
( 1 )滾轉(zhuǎn)軸操縱具備滾轉(zhuǎn)角速度控制/傾斜角姿態(tài)保持響應(yīng)類型, 并具有自動(dòng)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)能力。
( 2 )偏航角操縱具備常規(guī)的側(cè)滑角控制響應(yīng)類型, 而由側(cè)滑引起的滾轉(zhuǎn)趨勢(shì)可以通過副翼調(diào)節(jié)自動(dòng)防御。
( 3)荷蘭滾阻尼比大于0 . 5 ,滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)零點(diǎn)和荷蘭滾極點(diǎn)盡量對(duì)消, 以提高乘坐品質(zhì)。
( 4 )滾轉(zhuǎn)模態(tài)半衰期足夠小。
( 1 )偏航通道中引入偏航角速率反饋。
( 2 )滾轉(zhuǎn)通道中引入滾轉(zhuǎn)角速率反饋。
( 3 )偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道中引入側(cè)滑角或側(cè)向過載反饋。
1 . 1 基于偏航角速率反饋方向舵控制方案
簡(jiǎn)化后的以方向舵偏量為控制輸入、偏航角速率為輸出的傳遞函數(shù)。
因此，偏航角速率主要用于增加荷蘭滾模態(tài)的阻尼。飛機(jī)在進(jìn)行穩(wěn)態(tài)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí), 會(huì)產(chǎn)生附加的偏航角速率。為了解決這個(gè)問題, 通常在偏航角速率反饋通道中加入洗出網(wǎng)絡(luò)。
1 . 2 基于滾轉(zhuǎn)角速率反饋副翼的控制方案
滾轉(zhuǎn)角速率反饋的主要目的是減少飛機(jī)滾轉(zhuǎn)性能隨飛行條件的變化�？梢栽谔岣邉�(dòng)穩(wěn)定性的同時(shí), 改善以致消除滾轉(zhuǎn)角速率振蕩引起的傾斜角振蕩, 并在全包線內(nèi)獲得良好的橫航向控制增穩(wěn)能。
1 . 3 基于側(cè)向過載或側(cè)滑角反饋控制方案
引入側(cè)向過載或側(cè)滑角反饋有利于提高荷蘭滾模態(tài)頻率。同時(shí)引入偏航角速率和側(cè)向過載反饋不僅可以補(bǔ)償航向靜安定度, 而且有助于減小滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)和側(cè)向擾動(dòng)時(shí)的側(cè)向過載和側(cè)滑角。
因此, 在偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道中分別引入滾轉(zhuǎn)角速率反饋和偏航角速率反饋可以增加相應(yīng)通道的阻尼比, 引入側(cè)滑角或側(cè)向過載反饋則可以增加系統(tǒng)靜穩(wěn)定性,但同樣會(huì)減小系統(tǒng)阻尼。以上三種反饋控制方案的優(yōu)、缺點(diǎn)總結(jié)。
對(duì)于橫側(cè)向增穩(wěn)來說, 單獨(dú)引入角速率反饋、側(cè)向過載或側(cè)滑角反饋不會(huì)使系統(tǒng)有較理想的特性。由于滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)的耦合關(guān)系, 通常采用在副翼通道中引入滾轉(zhuǎn)角速率、側(cè)滑角、側(cè)向過載反饋、在方向舵通道中引入偏航角速率、側(cè)向過載、側(cè)滑角反饋的綜合增穩(wěn)控制方案。
( 1 )在滾轉(zhuǎn)通道中引入滾轉(zhuǎn)角速率反饋可以提高飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)阻尼; 在偏航通道中引入偏航角速率的負(fù)反饋, 增大了荷蘭滾的阻尼比,實(shí)現(xiàn)了偏航阻尼的功能,從而改善了高空飛行時(shí)的航向阻尼和荷蘭滾阻尼特性。
( 2 )引入與副翼偏轉(zhuǎn)同極性的正反饋比例信號(hào),可以減小側(cè)滑角,以實(shí)現(xiàn)自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。
( 3 )在偏航通道中引入側(cè)滑角的負(fù)反饋,可以增大航向運(yùn)動(dòng)的固有頻率,起到偏航增穩(wěn)系統(tǒng)的功能。
( 4 )在副翼通道引入側(cè)滑角或側(cè)向過載信號(hào), 使副翼產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩以減小飛機(jī)過大的橫向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù), 來改善飛機(jī)的滾擺比。
2 橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析
2 . 1 橫航向自然穩(wěn)定性
以波音B 7 0 7 飛機(jī)為研究對(duì)象, 巡航狀態(tài)(飛行速度240m/s、0.801馬赫、10000m高度) 下橫航向線性狀態(tài)方程為:未加控制的原系統(tǒng)在初始擾動(dòng)狀態(tài)下,滾轉(zhuǎn)阻尼和荷蘭滾阻尼都不夠,最大荷蘭滾模態(tài)與滾轉(zhuǎn)模態(tài)之間存在嚴(yán)重耦合,各狀態(tài)在前30 s振蕩比較多,超調(diào)比較大,另外由于螺旋模態(tài)的根為正值,系統(tǒng)會(huì)不穩(wěn)定。
2 . 2 橫航向增穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)與仿真
由2 . 1節(jié)對(duì)自然飛機(jī)的穩(wěn)定性仿真可知, 原系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)阻尼、荷蘭滾阻尼、航向靜穩(wěn)定性都不夠, 荷蘭滾模態(tài)與滾轉(zhuǎn)模態(tài)之間存在嚴(yán)重耦合,造成系統(tǒng)響應(yīng)振蕩劇烈,因此, 為使系統(tǒng)具有較好的動(dòng)態(tài)特性和穩(wěn)定性,需要進(jìn)行增穩(wěn)控制。除了在航向通道中沒有引入與副翼偏轉(zhuǎn)同極性的正反饋比例信號(hào)。
常規(guī)控制律設(shè)計(jì)方法主要采用經(jīng)典單回路頻域或根軌跡方法設(shè)計(jì)。當(dāng)隨著民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜, 各運(yùn)動(dòng)模態(tài)之間的耦合更加密切,控制系統(tǒng)變得更加復(fù)雜,經(jīng)常為多輸入多輸出系統(tǒng), 這些都使得常規(guī)的單回路設(shè)計(jì)方法難以完成相應(yīng)的飛行控制設(shè)計(jì)。因此現(xiàn)代設(shè)計(jì)方法逐漸被應(yīng)用到飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中, 如最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)方法、LQG/LTR方法、特征結(jié)構(gòu)配置方法、非線性系統(tǒng)動(dòng)態(tài)逆設(shè)計(jì)方法等。本文采用最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)方法對(duì)橫航向增穩(wěn)控制律進(jìn)行設(shè)計(jì), 該方法主要優(yōu)點(diǎn)在于為了使性能代價(jià)函數(shù)最小化, 所有控制增益能同時(shí)獲得。
民用飛機(jī)工程模擬器軟件設(shè)計(jì)可采用模塊化的設(shè)計(jì)思想, 各仿真系統(tǒng)的模型都作為獨(dú)立的運(yùn)算模塊, 各模塊之間的信號(hào)傳輸類型盡量同飛機(jī)類似。
由于滾轉(zhuǎn)阻尼和荷蘭滾阻尼都不夠, 荷蘭滾模態(tài)與滾轉(zhuǎn)模態(tài)之間存在嚴(yán)重耦合,各狀態(tài)振蕩比較多,超調(diào)比較大。而增穩(wěn)后的系統(tǒng)具有較好的響應(yīng)特性,調(diào)節(jié)時(shí)間變短,偏航角速率r 、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度 p 約2 s回到零狀態(tài),系統(tǒng)沒有振蕩。當(dāng)初始狀態(tài)0.1rad 時(shí),最大滾轉(zhuǎn)角為0 . 0 2 5 r a d ,最大滾轉(zhuǎn)角速率p為0 . 0 8 ra d / s,說明荷蘭滾和滾轉(zhuǎn)模態(tài)之間的耦合已經(jīng)變得很弱。因此, 加入增穩(wěn)系統(tǒng)可以明顯改善飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性和穩(wěn)定性, 增穩(wěn)后飛機(jī)的飛行品質(zhì)明顯比增穩(wěn)前要好。
3 結(jié)語
該文在進(jìn)行橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí),主要是采用了滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角反饋到副翼以及偏航角速率和側(cè)滑角反饋到方向舵的控制構(gòu)型, 后續(xù)可以考慮加入副翼到方向舵的交聯(lián)信號(hào)和滾轉(zhuǎn)角速率與迎角的乘積到方向舵回路的交聯(lián)信號(hào)來進(jìn)行橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。另外當(dāng)飛控系統(tǒng)降級(jí)為到輔助模式或者直接模式下運(yùn)行,同樣需要設(shè)計(jì)橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng), 以保證飛機(jī)具有一定的穩(wěn)定性及操縱品質(zhì), 此時(shí)橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)的架構(gòu)取決于降級(jí)后傳感器測(cè)量的可利用信號(hào)。
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