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民用飛機橫航向增穩系統設計研究分析論文
大型客機在高空、高速飛行時(shí),在受到陣風(fēng)或紊流的擾動(dòng)時(shí), 由于飛機自身穩定性不足, 飛機往往會(huì )出現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(lái)不及反應, 極大的影響飛行員的操縱和乘客的乘坐品質(zhì), 嚴重情況會(huì )造成飛機的事故。為了保證飛機的飛行安全,滿(mǎn)足要求的飛行品質(zhì),通常需要必須要在飛的三個(gè)軸向操縱系統中加入增穩系統,以便增大飛機振蕩模態(tài)的阻尼比,增強飛機的穩定性和改善飛機的操縱性。
增穩系統主要分為縱向以及橫航向兩種增穩控制構型, 縱向增穩控制律設計的主要目的是改善飛機短周期運動(dòng)特性, 橫航向增穩控制律設計的主要目的是改善飛機的荷蘭滾運動(dòng)特性。由于飛機橫航向運動(dòng)的交連耦合的影響造成了橫航向運動(dòng)的復雜性, 因此橫航向增穩系統的設計比縱向操穩系統難。該文對某型飛機的橫航向增穩系統進(jìn)行了設計, 對并其仿真結果進(jìn)行了分析。
1 橫航向增穩控制系統方案
控制增穩的控制律是電傳操縱系統最基本的控制模態(tài), 是電傳操縱系統實(shí)施對飛機的控制以及實(shí)現各種主動(dòng)控制功能的基礎�？刂圃龇�的控制律設計,首先要滿(mǎn)足穩定性要求。設計實(shí)踐經(jīng)驗表明,在線(xiàn)性設計階段, 應力求留出足夠的幅值穩定裕量和相位裕量; 從而使非線(xiàn)性設計和實(shí)際系統交付時(shí), 得以滿(mǎn)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(lèi)型, 并具有自動(dòng)轉彎協(xié)調能力。
( 2 )偏航角操縱具備常規的側滑角控制響應類(lèi)型, 而由側滑引起的滾轉趨勢可以通過(guò)副翼調節自動(dòng)防御。
( 3)荷蘭滾阻尼比大于0 . 5 ,滾轉角速度響應零點(diǎn)和荷蘭滾極點(diǎn)盡量對消, 以提高乘坐品質(zhì)。
( 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(guò)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。
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(jìn)行穩態(tài)協(xié)調轉彎時(shí), 會(huì )產(chǎn)生附加的偏航角速率。為了解決這個(gè)問(wèn)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�(dòng)穩定性的同時(shí), 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(xiàn)內獲得良好的橫航向控制增穩能。
1 . 3 基于側向過(guò)載或側滑角反饋控制方案
引入側向過(guò)載或側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向過(guò)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(dòng)和側向擾動(dòng)時(shí)的側向過(guò)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(guò)載反饋則可以增加系統靜穩定性,但同樣會(huì )減小系統阻尼。以上三種反饋控制方案的優(yōu)、缺點(diǎn)總結。
對于橫側向增穩來(lái)說(shuō), 單獨引入角速率反饋、側向過(guò)載或側滑角反饋不會(huì )使系統有較理想的特性。由于滾轉和偏航運動(dòng)的耦合關(guān)系, 通常采用在副翼通道中引入滾轉角速率、側滑角、側向過(guò)載反饋、在方向舵通道中引入偏航角速率、側向過(guò)載、側滑角反饋的綜合增穩控制方案。
( 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(shí)現了偏航阻尼的功能,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 )引入與副翼偏轉同極性的正反饋比例信號,可以減小側滑角,以實(shí)現自動(dòng)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(dòng)的固有頻率,起到偏航增穩系統的功能。
( 4 )在副翼通道引入側滑角或側向過(guò)載信號, 使副翼產(chǎn)生滾轉力矩以減小飛機過(guò)大的橫向靜穩定性導數, 來(lái)改善飛機的滾擺比。
2 橫航向增穩控制系統設計與分析
2 . 1 橫航向自然穩定性
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(xiàn)性狀態(tài)方程為:未加控制的原系統在初始擾動(dòng)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,系統會(huì )不穩定。
2 . 2 橫航向增穩控制律設計與仿真
由2 . 1節對自然飛機的穩定性仿真可知, 原系統滾轉阻尼、荷蘭滾阻尼、航向靜穩定性都不夠, 荷蘭滾模態(tài)與滾轉模態(tài)之間存在嚴重耦合,造成系統響應振蕩劇烈,因此, 為使系統具有較好的動(dòng)態(tài)特性和穩定性,需要進(jìn)行增穩控制。除了在航向通道中沒(méi)有引入與副翼偏轉同極性的正反饋比例信號。
常規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(zhù)民用飛機結構變得更加復雜, 各運動(dòng)模態(tài)之間的耦合更加密切,控制系統變得更加復雜,經(jīng)常為多輸入多輸出系統, 這些都使得常規的單回路設計方法難以完成相應的飛行控制設計。因此現代設計方法逐漸被應用到飛行控制系統設計中, 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(xiàn)性系統動(dòng)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控制律進(jìn)行設計, 該方法主要優(yōu)點(diǎn)在于為了使性能代價(jià)函數最小化, 所有控制增益能同時(shí)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, 各仿真系統的模型都作為獨立的運算模塊, 各模塊之間的信號傳輸類(lèi)型盡量同飛機類(lèi)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。而增穩后的系統具有較好的響應特性,調節時(shí)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),系統沒(méi)有振蕩。當初始狀態(tài)0.1rad 時(shí),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(shuō)明荷蘭滾和滾轉模態(tài)之間的耦合已經(jīng)變得很弱。因此, 加入增穩系統可以明顯改善飛機的動(dòng)態(tài)特性和穩定性, 增穩后飛機的飛行品質(zhì)明顯比增穩前要好。
3 結語(yǔ)
該文在進(jìn)行橫航向增穩系統設計時(shí),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(lái)進(jìn)行橫航向增穩控制系統的設計。另外當飛控系統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控制系統, 以保證飛機具有一定的穩定性及操縱品質(zhì), 此時(shí)橫航向增穩系統的架構取決于降級后傳感器測量的可利用信號。
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