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民用飛機橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)設計研究分析論文
大型客機在高空、高速飛行時,在受到陣風或紊流的擾動時, 由于飛機自身穩(wěn)定性不足, 飛機往往會出現(xiàn)低阻尼比的俯仰振蕩和橫航向振蕩, 駕駛員對這種短周期的振蕩模態(tài)來不及反應, 極大的影響飛行員的操縱和乘客的乘坐品質, 嚴重情況會造成飛機的事故。為了保證飛機的飛行安全,滿足要求的飛行品質,通常需要必須要在飛的三個軸向操縱系統(tǒng)中加入增穩(wěn)系統(tǒng),以便增大飛機振蕩模態(tài)的阻尼比,增強飛機的穩(wěn)定性和改善飛機的操縱性。
增穩(wěn)系統(tǒng)主要分為縱向以及橫航向兩種增穩(wěn)控制構型, 縱向增穩(wěn)控制律設計的主要目的是改善飛機短周期運動特性, 橫航向增穩(wěn)控制律設計的主要目的是改善飛機的荷蘭滾運動特性。由于飛機橫航向運動的交連耦合的影響造成了橫航向運動的復雜性, 因此橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)的設計比縱向操穩(wěn)系統(tǒng)難。該文對某型飛機的橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)進行了設計, 對并其仿真結果進行了分析。
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)實施對飛機的控制以及實現(xiàn)各種主動控制功能的基礎。控制增穩(wěn)的控制律設計,首先要滿足穩(wěn)定性要求。設計實踐經(jīng)驗表明,在線性設計階段, 應力求留出足夠的幅值穩(wěn)定裕量和相位裕量; 從而使非線性設計和實際系統(tǒng)交付時, 得以滿足6分貝幅值裕量和4 5 °相位裕量的指標要求。
具體設計指標如下。
( 1 )滾轉軸操縱具備滾轉角速度控制/傾斜角姿態(tài)保持響應類型, 并具有自動轉彎協(xié)調能力。
( 2 )偏航角操縱具備常規(guī)的側滑角控制響應類型, 而由側滑引起的滾轉趨勢可以通過副翼調節(jié)自動防御。
( 3)荷蘭滾阻尼比大于0 . 5 ,滾轉角速度響應零點和荷蘭滾極點盡量對消, 以提高乘坐品質。
( 4 )滾轉模態(tài)半衰期足夠小。
( 1 )偏航通道中引入偏航角速率反饋。
( 2 )滾轉通道中引入滾轉角速率反饋。
( 3 )偏航通道和滾轉通道中引入側滑角或側向過載反饋。
1 . 1 基于偏航角速率反饋方向舵控制方案
簡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。飛機在進行穩(wěn)態(tài)協(xié)調轉彎時, 會產生附加的偏航角速率。為了解決這個問題, 通常在偏航角速率反饋通道中加入洗出網(wǎng)絡。
1 . 2 基于滾轉角速率反饋副翼的控制方案
滾轉角速率反饋的主要目的是減少飛機滾轉性能隨飛行條件的變化�？梢栽谔岣邉臃�(wěn)定性的同時, 改善以致消除滾轉角速率振蕩引起的傾斜角振蕩, 并在全包線內獲得良好的橫航向控制增穩(wěn)能。
1 . 3 基于側向過載或側滑角反饋控制方案
引入側向過載或側滑角反饋有利于提高荷蘭滾模態(tài)頻率。同時引入偏航角速率和側向過載反饋不僅可以補償航向靜安定度, 而且有助于減小滾轉機動和側向擾動時的側向過載和側滑角。
因此, 在偏航通道和滾轉通道中分別引入滾轉角速率反饋和偏航角速率反饋可以增加相應通道的阻尼比, 引入側滑角或側向過載反饋則可以增加系統(tǒng)靜穩(wěn)定性,但同樣會減小系統(tǒng)阻尼。以上三種反饋控制方案的優(yōu)、缺點總結。
對于橫側向增穩(wěn)來說, 單獨引入角速率反饋、側向過載或側滑角反饋不會使系統(tǒng)有較理想的特性。由于滾轉和偏航運動的耦合關系, 通常采用在副翼通道中引入滾轉角速率、側滑角、側向過載反饋、在方向舵通道中引入偏航角速率、側向過載、側滑角反饋的綜合增穩(wěn)控制方案。
( 1 )在滾轉通道中引入滾轉角速率反饋可以提高飛機的滾轉阻尼; 在偏航通道中引入偏航角速率的負反饋, 增大了荷蘭滾的阻尼比,實現(xiàn)了偏航阻尼的功能,從而改善了高空飛行時的航向阻尼和荷蘭滾阻尼特性。
( 2 )引入與副翼偏轉同極性的正反饋比例信號,可以減小側滑角,以實現(xiàn)自動協(xié)調轉彎。
( 3 )在偏航通道中引入側滑角的負反饋,可以增大航向運動的固有頻率,起到偏航增穩(wěn)系統(tǒng)的功能。
( 4 )在副翼通道引入側滑角或側向過載信號, 使副翼產生滾轉力矩以減小飛機過大的橫向靜穩(wěn)定性導數(shù), 來改善飛機的滾擺比。
2 橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng)設計與分析
2 . 1 橫航向自然穩(wěn)定性
以波音B 7 0 7 飛機為研究對象, 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)在初始擾動狀態(tài)下,滾轉阻尼和荷蘭滾阻尼都不夠,最大荷蘭滾模態(tài)與滾轉模態(tài)之間存在嚴重耦合,各狀態(tài)在前30 s振蕩比較多,超調比較大,另外由于螺旋模態(tài)的根為正值,系統(tǒng)會不穩(wěn)定。
2 . 2 橫航向增穩(wěn)控制律設計與仿真
由2 . 1節(jié)對自然飛機的穩(wěn)定性仿真可知, 原系統(tǒng)滾轉阻尼、荷蘭滾阻尼、航向靜穩(wěn)定性都不夠, 荷蘭滾模態(tài)與滾轉模態(tài)之間存在嚴重耦合,造成系統(tǒng)響應振蕩劇烈,因此, 為使系統(tǒng)具有較好的動態(tài)特性和穩(wěn)定性,需要進行增穩(wěn)控制。除了在航向通道中沒有引入與副翼偏轉同極性的正反饋比例信號。
常規(guī)控制律設計方法主要采用經(jīng)典單回路頻域或根軌跡方法設計。當隨著民用飛機結構變得更加復雜, 各運動模態(tài)之間的耦合更加密切,控制系統(tǒng)變得更加復雜,經(jīng)常為多輸入多輸出系統(tǒng), 這些都使得常規(guī)的單回路設計方法難以完成相應的飛行控制設計。因此現(xiàn)代設計方法逐漸被應用到飛行控制系統(tǒng)設計中, 如最優(yōu)二次型設計方法、LQG/LTR方法、特征結構配置方法、非線性系統(tǒng)動態(tài)逆設計方法等。本文采用最優(yōu)二次型設計方法對橫航向增穩(wěn)控制律進行設計, 該方法主要優(yōu)點在于為了使性能代價函數(shù)最小化, 所有控制增益能同時獲得。
民用飛機工程模擬器軟件設計可采用模塊化的設計思想, 各仿真系統(tǒng)的模型都作為獨立的運算模塊, 各模塊之間的信號傳輸類型盡量同飛機類似。
由于滾轉阻尼和荷蘭滾阻尼都不夠, 荷蘭滾模態(tài)與滾轉模態(tài)之間存在嚴重耦合,各狀態(tài)振蕩比較多,超調比較大。而增穩(wěn)后的系統(tǒng)具有較好的響應特性,調節(jié)時間變短,偏航角速率r 、側滑角、滾轉角速度 p 約2 s回到零狀態(tài),系統(tǒng)沒有振蕩。當初始狀態(tài)0.1rad 時,最大滾轉角為0 . 0 2 5 r a d ,最大滾轉角速率p為0 . 0 8 ra d / s,說明荷蘭滾和滾轉模態(tài)之間的耦合已經(jīng)變得很弱。因此, 加入增穩(wěn)系統(tǒng)可以明顯改善飛機的動態(tài)特性和穩(wěn)定性, 增穩(wěn)后飛機的飛行品質明顯比增穩(wěn)前要好。
3 結語
該文在進行橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)設計時,主要是采用了滾轉角速率和側滑角反饋到副翼以及偏航角速率和側滑角反饋到方向舵的控制構型, 后續(xù)可以考慮加入副翼到方向舵的交聯(lián)信號和滾轉角速率與迎角的乘積到方向舵回路的交聯(lián)信號來進行橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng)的設計。另外當飛控系統(tǒng)降級為到輔助模式或者直接模式下運行,同樣需要設計橫航向增穩(wěn)控制系統(tǒng), 以保證飛機具有一定的穩(wěn)定性及操縱品質, 此時橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)的架構取決于降級后傳感器測量的可利用信號。
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