操縱面故障對(duì)飛行包線的影響研究

劉小雄, 邱岳恒, 劉世民, 章衛(wèi)國

(1.西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 飛行控制與液壓所, 陜西 西安710089)

操縱面故障對(duì)飛行包線的影響研究

劉小雄1, 邱岳恒1, 劉世民2, 章衛(wèi)國1

(1.西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 飛行控制與液壓所, 陜西 西安710089)

進(jìn)行飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)故障時(shí)飛行包線估計(jì)對(duì)提高飛行安全具有重要意義。針對(duì)飛機(jī)操縱面故障特點(diǎn),提出一種在線飛行包線估計(jì)方法。首先根據(jù)操縱面對(duì)飛行動(dòng)力學(xué)參數(shù)的影響建立故障參數(shù)模型,然后應(yīng)用基于遺忘因子的最小二乘參數(shù)估計(jì)方法進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)的在線估計(jì),最后基于參數(shù)估計(jì)結(jié)果進(jìn)行包線的精確估算和分析,計(jì)算結(jié)果可為駕駛員和包線保護(hù)控制提供參考。仿真分析表明,該方法能精確估計(jì)飛行包線范圍。

操縱面故障; 飛行包線; 最小二乘方法

引言

操縱系統(tǒng)作為飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的主要組件,對(duì)飛行控制系統(tǒng)的性能起著關(guān)鍵的作用,操縱面的故障往往可能引起機(jī)毀人亡的慘劇。無論是軍用還是大型民用飛機(jī)都會(huì)存在疲勞、結(jié)構(gòu)變化、腐蝕、空氣摩擦、裝配誤差等對(duì)操縱機(jī)構(gòu)的影響,這些都會(huì)存在隱患,使得飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)在飛行中發(fā)生故障,操縱面故障會(huì)影響飛機(jī)產(chǎn)生力和力矩的特性,進(jìn)而會(huì)對(duì)飛機(jī)的飛行性能產(chǎn)生很大的影響,特別是會(huì)影響到正常的飛行包線。

飛行包線是衡量飛機(jī)飛行性能的關(guān)鍵,飛機(jī)失事大都是在超出安全飛行包線的范圍下發(fā)生的,如果在操縱面故障時(shí)能夠快速估算飛行包線,提供給駕駛員必要的信息,并進(jìn)行包線保護(hù)控制,對(duì)提高飛行安全將具有重要的意義。近年來,已有相應(yīng)的文獻(xiàn)進(jìn)行動(dòng)態(tài)飛行包線評(píng)估方法的研究,J M Urnes等[1]以NASA的集成航線飛行控制為背景進(jìn)行基于控制中心模型的包線評(píng)估方法研究;L Tang等[2]主要進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)飛行包線的估計(jì)和保護(hù)控制?？偨Y(jié)已有文獻(xiàn)可以看出,對(duì)該問題的研究還處于初級(jí)階段,研究的難點(diǎn)主要集中在三個(gè)方面:一是建立故障模型;二是實(shí)時(shí)精確地估計(jì)參數(shù);三是包線估計(jì)與預(yù)測。本文提出一種基于在線參數(shù)辨識(shí)的估計(jì)方法,進(jìn)行機(jī)翼故障時(shí)平飛包線的精確估計(jì),分析操縱面故障對(duì)飛行包線的影響,為駕駛員正確操縱和包線保護(hù)控制提供必要的信息,并以某型飛機(jī)為例進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。

1 操縱面故障建模

操縱面故障主要包括操縱面卡死、損失、松浮和飽和等。松浮是一種特殊的故障類型,表示操縱面不受控制,只是隨著飛機(jī)的飛行稱飄浮狀態(tài),此時(shí)可認(rèn)為操縱機(jī)構(gòu)輸出為零;控制面卡死是指控制面卡在某一角度上不能偏轉(zhuǎn),此時(shí)輸出為常值;控制面損失即控制面缺損,嚴(yán)重情況下完全缺失,在部分缺失情況下控制面的偏轉(zhuǎn)效率不變,但產(chǎn)生力和力矩的效率將降低,此時(shí)飛行包線將收縮,發(fā)生怎樣的變化趨勢將是本文的研究重點(diǎn)。

本文以機(jī)翼損傷為例,考慮故障情況下對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的影響,同時(shí)考慮參數(shù)辨識(shí)中參數(shù)的選取特點(diǎn),必須要有傳感器可測的量作為支撐,因此應(yīng)用如下的力和力矩方程進(jìn)行本文研究[3-4]。

(1)

(2)

同時(shí),力和力矩用氣動(dòng)參數(shù)的形式表示如下:

(3)

(4)

式中,δe,δa,δr分別為升降舵、副翼和方向舵偏角;α,β為迎角和側(cè)滑角;C(·)為對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)參數(shù)。

實(shí)際中,機(jī)翼故障將影響整個(gè)飛機(jī)的氣動(dòng)參數(shù),為了對(duì)問題有一個(gè)清楚的認(rèn)識(shí),本文將機(jī)翼的故障形式分為尖端損傷、后緣損失和操縱面上的大洞,尖端損傷就是沿著翼展方向翼弦被切斷,此時(shí)將改變機(jī)翼面積,通過設(shè)置面積變化參數(shù),從而使得力和力矩系數(shù)發(fā)生變化;若為后緣損傷,即可認(rèn)為副翼損傷,不但改變機(jī)翼面積而且改變副翼操縱輸出;操縱面的大洞只是影響機(jī)翼面積。通過上述設(shè)置,將改變飛機(jī)方程中的力和力矩,從而改變飛行狀態(tài),在故障情況下進(jìn)行系統(tǒng)的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí),便可以得到精確的氣動(dòng)數(shù)據(jù),進(jìn)而進(jìn)行包線估算。

2 氣動(dòng)參數(shù)估計(jì)

參數(shù)估計(jì)就是利用飛機(jī)的測量數(shù)據(jù),根據(jù)統(tǒng)計(jì)知識(shí)在線或離線估算常值模型參數(shù)的值,對(duì)于空氣動(dòng)力學(xué)模型式(1)～式(4),參數(shù)估計(jì)問題可用最小二乘法表示如下:

z=Xθ+ξ

(5)

上式中的參數(shù)可以根據(jù)具體問題進(jìn)行描述。如對(duì)于俯仰力矩,其變量分別為:

z=[Cm(1),Cm(2),…,Cm(N)]Τ

θ=[Cmα,Cmq,Cmδe,Cm0]Τ

ξ=[ξ(1),ξ(2),…,ξ(N)]Τ

常規(guī)的最小二乘法辨識(shí)算法受時(shí)變參數(shù)影響較大,對(duì)于變化劇烈的氣動(dòng)參數(shù)效果不理想[3-5],因此本文采用帶遺忘因子的加權(quán)遞推最小二乘算法,算法的基本結(jié)構(gòu)如下:

(6)

基于上述辨識(shí)算法,根據(jù)飛機(jī)非線性仿真模型,應(yīng)用式(1)、式(2)中的實(shí)測數(shù)據(jù),根據(jù)式(3)、式(4)的運(yùn)算關(guān)系,進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)的在線辨識(shí)。辨識(shí)所用激勵(lì)信號(hào)采用疊加的方式,在正常舵面操縱的基礎(chǔ)上疊加較小的激勵(lì)信號(hào)。

3 飛行包線估算

根據(jù)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果,可以得到平飛情況下的氣動(dòng)參數(shù),根據(jù)這些參數(shù)計(jì)算平飛速度和升限。在高度-速度平面上用最大平飛速度和最小平飛速度隨高度的變化曲線給出飛機(jī)作等速直線水平飛行高度-速度范圍,即為飛機(jī)的平飛包線[6-7]。

根據(jù)飛機(jī)平飛的力學(xué)特點(diǎn),平飛最大速度可表示為:

(7)

式中,vmax為最大平飛速度;Tmax為飛機(jī)可用推力;ρ(h)為空氣密度(與高度有關(guān));Cxmin為最小阻力系數(shù);S為機(jī)翼面積。飛機(jī)機(jī)翼損傷將影響Cxmin和S,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線右側(cè)范圍縮小。

平飛最小速度是指飛機(jī)在某一高度上作定直平飛的最小速度。實(shí)際中的最小速度會(huì)受到一些因素的限制。理想最小平飛速度可表示為:

(8)

式中,vmin為最小平飛速度;G為飛機(jī)重量;Czmax為最大升力系數(shù)。飛機(jī)機(jī)翼損傷將影響Czmax和S,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線左側(cè)范圍縮小。

升限是指飛機(jī)以特定的重量和給定發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)保持等速直線平飛的最大高度。其基本計(jì)算公式為:

(9)

式中,vz為飛機(jī)的最大上升率;K為升阻比。升限為上升率等于零時(shí)飛機(jī)的飛行高度,可以畫出vz隨高度變化曲線,曲線與縱軸的交點(diǎn)為此刻的最大高度。機(jī)翼損傷故障將影響飛機(jī)的升阻比,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線上部范圍縮小。

由于在飛行過程中進(jìn)行實(shí)時(shí)包線評(píng)估只能計(jì)算此刻能夠達(dá)到的最大/最小速度和飛行高度,不能形成整個(gè)包線,所以還需采用包線的離線計(jì)算相結(jié)合的方式。具體設(shè)計(jì)思路為:首先離線計(jì)算各種可能故障情況下的飛行包線,并建立包線數(shù)據(jù)庫,結(jié)合在線計(jì)算方法實(shí)時(shí)調(diào)整參數(shù)點(diǎn),當(dāng)與當(dāng)前發(fā)生故障包線相同時(shí),采用離線與在線相結(jié)合的方式實(shí)時(shí)顯示飛行包線,給駕駛員提供報(bào)警,以便進(jìn)行實(shí)時(shí)的包線保護(hù)控制。

4 仿真計(jì)算及分析

下面根據(jù)上述算法進(jìn)行飛行包線估計(jì),并以某型飛機(jī)為研究對(duì)象建立非線性飛行控制系統(tǒng)模型進(jìn)行仿真分析。飛行仿真條件為:高度0～11 000 m,馬赫數(shù)0.1～0.8,采樣周期為0.01 s,仿真時(shí)間為50 s。根據(jù)飛機(jī)平飛條件,建立參數(shù)辨識(shí)模型,在每個(gè)高度下估算最大和最小平飛速度,在每個(gè)速度點(diǎn)計(jì)算升限,從而生成飛行包線。

故障類型分別設(shè)置為: 左機(jī)翼損失25%和50%翼展(故障1和故障2)、內(nèi)側(cè)副翼損失(故障3)、發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)翼面大洞(故障4)。這4種故障情況下的飛行包線如圖1～圖4所示,圖中實(shí)線為系統(tǒng)正常時(shí)的飛行包線,虛線為對(duì)應(yīng)故障時(shí)的飛行包線。

圖1 左機(jī)翼損失25%時(shí)飛行包線

圖2 左機(jī)翼損失50%時(shí)飛行包線

圖3 副翼損失時(shí)飛行包線

圖4 翼面大洞時(shí)飛行包線

由上面的仿真結(jié)果可以得出如下結(jié)論:

(1)機(jī)翼損傷將會(huì)影響最大和最小平飛速度以及飛機(jī)的升限,從而影響飛行包線;

(2)由于機(jī)翼損失故障對(duì)升力系數(shù)影響較大,所以對(duì)最小平飛速度影響較大,故左側(cè)包線收縮劇烈;

(3)翼面大洞和翼面損傷屬于同種故障類型,對(duì)包線的影響也基本相同。

5 結(jié)束語

對(duì)故障飛機(jī)進(jìn)行包線估算能夠給駕駛員提供必要的信息,從而進(jìn)行有效的重構(gòu)控制與包線保護(hù),使得飛機(jī)安全飛行。本文對(duì)翼面損傷故障進(jìn)行深入研究,建立故障參數(shù)模型,應(yīng)用最小二乘算法進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)的在線辨識(shí),并進(jìn)行飛行包線的估計(jì),仿真結(jié)果表明了所提算法的有效性。

需要說明的是,本文僅是針對(duì)損傷故障對(duì)飛行包線的影響進(jìn)行研究,其余的故障類型可采用相同的辦法進(jìn)行。本文的研究為飛行控制系統(tǒng)故障診斷與重構(gòu)控制拓寬了研究思路。

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Researchforflightenvelopeeffectofthecontrolsurfacefault

LIU Xiao-xiong1, QIU Yue-heng1, LIU Shi-min2, ZHANG Wei-guo1

(1.College of Automation, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China;2.Institute of Flight Control and Hydraulic, The First Aircraft Institute of AVIC, Xi’an 710089, China)

It is important for flight envelope assessment in the presence of control surface fault as it will influence the flight safety of the aircraft. Considered the characteristic of the control surface fault, a dynamic flight envelope assessment method is proposed in this paper. Firstly, according to control surface fault could cause the aerodynamic parameter change, the fault modeling is built. Then, based on the recursive least square method, the aerodynamic parameters are identified in online. Finally, the flight envelope is assessed accurately. The assessment result will provide the information for a pilot and the envelope protection systems.

control surface fault; flight envelope; the least square method

2011-05-16;

2011-10-18

航空科學(xué)基金資助(20100753009)

劉小雄(1973-),男,陜西周至人,副教授,博士,研究方向?yàn)轱w行控制與仿真、故障診斷與容錯(cuò)控制;

邱岳恒(1984-),男,江西撫州人,博士研究生,研究方向?yàn)轱w行控制與仿真、故障診斷與容錯(cuò)控制;

劉世民(1985-),男,江蘇連云港人,碩士,研究方向?yàn)轱w行控制與仿真;

章衛(wèi)國(1956-),男,安徽南陵人,教授,博士生導(dǎo)師,主要研究方向?yàn)轱w行控制、魯棒控制與容錯(cuò)控制。

V249.1

A

1002-0853(2012)02-0128-04

(編輯：王育林)