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      民用飛機(jī)側(cè)風(fēng)影響下的糾偏研究

      2013-07-25 07:58:22馬大衛(wèi)聶宏張明
      飛行力學(xué) 2013年1期
      關(guān)鍵詞:前輪質(zhì)心轉(zhuǎn)角

      馬大衛(wèi),聶宏,張明

      (南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,江蘇南京 210016)

      0 引言

      由于飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)品質(zhì)和操縱特性的研究直接關(guān)系到飛機(jī)起降的安全,評(píng)估飛機(jī)地面操縱運(yùn)動(dòng)時(shí)的響應(yīng)對(duì)于飛機(jī)的設(shè)計(jì)和飛行安全有重要意義,故現(xiàn)代飛機(jī)對(duì)飛機(jī)地面運(yùn)行特性的要求越來越高[1-3]。而現(xiàn)有對(duì)飛機(jī)地面特性的研究主要集中在飛機(jī)的著陸緩沖、滑行減震、前輪轉(zhuǎn)彎、剎車操縱等方面[4-7],但對(duì)于飛機(jī)的非對(duì)稱操縱動(dòng)力學(xué)(側(cè)風(fēng)滑跑或一側(cè)主輪胎泄氣)方面的研究卻少之又少[8]。而在實(shí)際情況中,飛機(jī)在地面滑行期間由于風(fēng)速的影響,經(jīng)常受不對(duì)稱載荷的作用,故對(duì)這一方向的研究的重要性不言而喻。

      飛機(jī)在受非對(duì)稱載荷作用下,可對(duì)機(jī)體進(jìn)行全面的受力分析,從而建立飛機(jī)最后在平衡狀態(tài)下直線滑跑的數(shù)學(xué)模型。但是更為關(guān)心的是飛機(jī)在受非對(duì)稱載荷影響到最后保持直線滑跑的過程中,飛行員操縱飛機(jī)前輪盡可能使飛機(jī)不偏離初始軌道這一調(diào)節(jié)過程,因?yàn)榻^大部分事故將發(fā)生在此階段,而這一調(diào)節(jié)過程卻很難建立一個(gè)準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型來描述,基于此本文建立了一套有效的閉環(huán)控制系統(tǒng)模型,來模擬飛機(jī)滑跑時(shí)受不對(duì)稱載荷作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程。

      本文主要從飛機(jī)滑跑過程中所受側(cè)風(fēng)影響為出發(fā)點(diǎn),首先建立了飛機(jī)受恒定側(cè)風(fēng)影響,最后靜力平衡狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型,并對(duì)此狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值求解。隨后在郭孔輝院士的預(yù)瞄跟隨理論[9]基礎(chǔ)上,提出一套適用于飛機(jī)的側(cè)向偏移控制算法,并結(jié)合PID控制策略在Amesim中建立了飛行員方向控制模型并進(jìn)行飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性虛擬試驗(yàn)。本試驗(yàn)中采用多體動(dòng)力學(xué)軟件LVM建立了完善的飛機(jī)模型,高自由度的飛機(jī)模型能充分反映出實(shí)際飛機(jī)復(fù)雜的非線性特性,以此檢驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)的控制效果更加接近實(shí)際情況。

      1 飛機(jī)側(cè)風(fēng)滑跑操縱動(dòng)力學(xué)模型

      1.1 數(shù)學(xué)模型的建立

      飛機(jī)地面滑行期間,由于側(cè)風(fēng)引起的不對(duì)稱載荷,與地面作用于飛機(jī)輪胎上的側(cè)向載荷抗衡(見圖1)。該側(cè)向載荷引起前、主輪胎不一致的偏航角,為了保持飛機(jī)直線滑行需偏轉(zhuǎn)前輪,使前、主輪有相同的速度方向。

      圖1 側(cè)風(fēng)影響下操縱飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)靜力平衡

      前、主輪胎運(yùn)動(dòng)方向一致,且偏航角函數(shù)關(guān)系為:

      其中:

      方向舵偏角與前輪操縱角關(guān)系為:

      方向舵?zhèn)认蛄﹃P(guān)系為:

      根據(jù)飛機(jī)受力關(guān)系圖可以建立該平衡狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)方程組:

      以上各式中,F(xiàn)e為發(fā)動(dòng)機(jī)推力;μ為輪胎與地面的滑動(dòng)摩擦系數(shù);Rm1為左側(cè)主輪載荷;Rm2為右側(cè)主輪載荷;Rn為前輪載荷;α為前輪轉(zhuǎn)角;Sn為前輪側(cè)向力;Sm為主輪側(cè)向力;θm為主輪偏航角;θn為前輪偏航角;Fw為機(jī)體所受側(cè)風(fēng)影響下的側(cè)向力,可向飛機(jī)質(zhì)心方向等效為一個(gè)力與兩個(gè)力矩Fjs,Mx(js),Mz(js);Fr為飛機(jī)偏轉(zhuǎn)舵面所產(chǎn)生的側(cè)向力,可向飛機(jī)質(zhì)心方向等效為一個(gè)力與兩個(gè)力矩Fwy,Mx(wy),Mz(wy);G為飛機(jī)所受重力;SW為機(jī)翼面積;A為前、主輪距;B為主輪與飛機(jī)質(zhì)心的間距;C為半主輪距;H為地面與飛機(jī)質(zhì)心的間距。δ為輪胎壓縮量;D為輪胎外直徑;Cc為輪胎偏航系數(shù);p和pR分別為輪胎實(shí)際充氣壓力和輪胎額定充氣壓力;ρ為空氣密度;V為空氣來流速度。

      1.2 氣動(dòng)力的計(jì)算

      模型中氣動(dòng)力的計(jì)算中,因?yàn)橛蓚?cè)風(fēng)產(chǎn)生的側(cè)滑角對(duì)飛機(jī)的影響占主要因素,故忽略飛機(jī)迎角的影響。由于側(cè)向來流的作用,使總來流方向與飛機(jī)對(duì)稱面成一夾角β,此時(shí)作用于飛機(jī)上的氣動(dòng)力是左右不對(duì)稱的,由此將會(huì)出現(xiàn)側(cè)向力Fjs、滾轉(zhuǎn)力矩Mx(js)和偏航力矩Mz(wy)。方向舵的偏轉(zhuǎn)角度δ亦會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向力Fwy、滾轉(zhuǎn)力矩Mx(wy)和偏航力矩Mz(wy)。在機(jī)體軸系中可用下式表示:

      式中,b為機(jī)翼展長;β為側(cè)滑角;δ為方向舵偏角;Cyβ,Cnβ和Clβ分別為側(cè)力系數(shù)、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù);Cyδ,Cnδ和Clδ分別為側(cè)力系數(shù)、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)方向舵偏角的導(dǎo)數(shù)。

      1.3 數(shù)學(xué)模型的求解

      給定飛機(jī)的航向速度V1=20 m/s,側(cè)向風(fēng)速V2=6 m/s,通過求解上述的非線性方程組,對(duì)未知參數(shù)的求解結(jié)果如表1所示。

      表1 平衡狀態(tài)下的方程數(shù)值解

      2 飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型的建立

      整個(gè)飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型如圖2所示。給定飛機(jī)一個(gè)驅(qū)動(dòng)速度v,其中側(cè)風(fēng)作為外部擾動(dòng)作用于飛機(jī)模型,使得飛機(jī)的實(shí)際行駛軌跡與預(yù)期軌跡間產(chǎn)生一個(gè)側(cè)向偏移y,飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)由傳感器感知并實(shí)時(shí)反饋給飛行員模型。飛行員通過控制算法求解出前輪轉(zhuǎn)角α后作用于飛機(jī)模型。

      圖2 飛機(jī)—側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)

      2.1 建立飛行員模型

      根據(jù)“最小誤差原則”,飛行員總是希望選擇一個(gè)最優(yōu)的軌跡曲率1/ρr,使得飛機(jī)在滑行距離d(經(jīng)時(shí)間T)后,其橫向位置y(t+T)與該處的預(yù)期軌跡座標(biāo)f(t+T)相一致。將(t)=v2/ρr,d=vt代入式(8)得到最優(yōu)曲率為:

      飛機(jī)沿地面作高度不變的平面運(yùn)動(dòng),如圖3所示。

      圖3 飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)受力圖

      由圖可知,與飛機(jī)有關(guān)的幾何關(guān)系有:

      得:

      式中,ρr為飛機(jī)偏轉(zhuǎn)前輪時(shí)對(duì)應(yīng)的曲率半徑,即為圖中飛機(jī)質(zhì)心O與瞬心OA之間的距離;a為前輪與飛機(jī)質(zhì)心的距離;e為前輪穩(wěn)定距;r為OA與兩主輪中心點(diǎn)的間距。

      考慮飛機(jī)在中速滑跑時(shí),靠舵板機(jī)實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)前輪轉(zhuǎn)角α,前輪相對(duì)于中立位置向左右偏轉(zhuǎn)的極限位置僅在 8°左右,此時(shí) sinα≈α,cosα≈1,故上式可簡(jiǎn)化為:

      代入式(9)得到理想的飛機(jī)前輪偏角為:

      考慮到飛機(jī)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)很強(qiáng)的非線性特性,故無法用一個(gè)簡(jiǎn)單的傳遞函數(shù)來表示飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)角與飛機(jī)橫向軌跡之間的傳遞關(guān)系,故本文在以上預(yù)瞄控制理論的基礎(chǔ)上又引入了PID控制來調(diào)節(jié)前輪轉(zhuǎn)角的輸入。

      2.2 建立飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)虛擬樣機(jī)

      LMS公司專門為模擬機(jī)械系統(tǒng)真實(shí)運(yùn)動(dòng)和載荷開發(fā)的LVM軟件,采用笛卡爾坐標(biāo)法進(jìn)行多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模,生成的微分代數(shù)方程組為:

      研究者只需給出各個(gè)部件間的約束關(guān)系和質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等屬性,并建立輪胎和空氣動(dòng)力等基本力學(xué)元素,軟件就會(huì)自動(dòng)生成微分代數(shù)方程組,并利用內(nèi)嵌的處理數(shù)學(xué)模型計(jì)算方法和數(shù)值積分方法自動(dòng)進(jìn)行程序化處理,得到運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律和動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。虛擬樣機(jī)如圖4所示。

      圖4 全機(jī)地面運(yùn)動(dòng)虛擬樣機(jī)

      2.3 實(shí)現(xiàn)聯(lián)合仿真

      根據(jù)公式并采用PID控制策略在Amesim中建立了飛行員方向控制模型,與LVM中飛機(jī)模型的結(jié)合是通過定義節(jié)點(diǎn)變量實(shí)現(xiàn)的。

      在LVM中定義了飛機(jī)模型的輸入節(jié)點(diǎn)變量α為前輪轉(zhuǎn)角,以獲取由飛行員模型計(jì)算得到的前輪轉(zhuǎn)動(dòng)角度,輸出節(jié)點(diǎn)變量為橫向偏移y和飛機(jī)橫向速度v,以作為飛行員模型的反饋輸入。本文聯(lián)合建模的飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性閉環(huán)系統(tǒng)如圖5所示。

      圖5 飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型

      3 聯(lián)合仿真與結(jié)果分析

      飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性試驗(yàn)工況為直線行駛,給定飛機(jī)滑跑速度為20 m/s,受恒定6 m/s側(cè)風(fēng)影響。側(cè)風(fēng)影響下飛機(jī)質(zhì)心處所受的氣動(dòng)載荷,由于方向舵偏角受前輪偏轉(zhuǎn)的影響,F(xiàn)y,Mx,Mz在前輪未保持平衡狀態(tài)時(shí),會(huì)發(fā)生一定變化,如圖6~圖8所示。

      圖6 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受側(cè)向力

      圖7 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受橫向力矩

      圖8 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受航向力矩

      圖9為未加控制系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)質(zhì)心處的橫向軌跡,圖10為有控制系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)質(zhì)心處的橫向軌跡,圖11為前輪轉(zhuǎn)角的變化曲線。結(jié)合圖9和圖10可以看出,未加控制系統(tǒng)時(shí),飛機(jī)在受側(cè)風(fēng)影響下會(huì)逐漸偏離跑道中心線,而且隨時(shí)間變化越來越大,很容易發(fā)生危險(xiǎn),而加入控制系統(tǒng)后飛機(jī)的側(cè)向偏移得到了很好的控制,最大橫向偏移量僅為0.9 m左右,而且隨時(shí)間變化飛機(jī)將逐漸回歸到原跑道中心線,避免了危險(xiǎn)的發(fā)生。結(jié)合圖10和圖11可以看出,飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)角最終趨于一個(gè)恒定值,而飛機(jī)的橫向軌跡曲線也逐漸向跑道中心線靠近,并最終與中心線重合,此時(shí)的狀態(tài)即為飛機(jī)受恒定側(cè)風(fēng)影響,飛行員進(jìn)行前輪偏轉(zhuǎn)而最終保持的靜力平衡狀態(tài),此時(shí)飛機(jī)將沿著跑道中心線保持直線滑行。

      圖9 飛機(jī)質(zhì)心處的橫向偏移(無控制)

      圖10 飛機(jī)質(zhì)心處的橫向偏移(有控制)

      圖11 飛機(jī)前輪操縱角度

      圖12~圖16為飛機(jī)各機(jī)輪的載荷變化曲線,最終隨著時(shí)間也趨于恒定的值,穩(wěn)態(tài)下的值即對(duì)應(yīng)飛機(jī)受側(cè)風(fēng)影響下的靜力平衡狀態(tài)。

      圖12 飛機(jī)前輪所受地面?zhèn)认蛄?/p>

      圖13 飛機(jī)主輪所受地面?zhèn)认蛄?/p>

      圖14 前起機(jī)輪垂直載荷

      圖15 左側(cè)主起機(jī)輪垂直載荷

      圖16 右側(cè)主起機(jī)輪垂直載荷

      將飛機(jī)最終沿跑道中心線穩(wěn)定滑跑狀態(tài)下的主要參數(shù)進(jìn)行記錄,并與表1中計(jì)算得出的平衡狀態(tài)下的數(shù)值解進(jìn)行對(duì)比,結(jié)果如表2所示。

      表2 方程解與仿真解對(duì)比

      對(duì)比上表中的方程數(shù)值解與仿真穩(wěn)態(tài)解可以看出,兩者結(jié)果相差較小,兩者的相對(duì)誤差都在10%以內(nèi),說明利用此閉環(huán)控制系統(tǒng)來進(jìn)行飛機(jī)滑跑時(shí)的側(cè)風(fēng)糾偏,最終得到的飛機(jī)穩(wěn)態(tài)響應(yīng)是正確的,從而驗(yàn)證了用此閉環(huán)控制系統(tǒng)來模擬飛機(jī)受不對(duì)稱載荷作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程的可行性。

      4 結(jié)束語

      本文基于預(yù)瞄跟隨理論,結(jié)合PID控制策略,利用Amesim建立了一套飛行員駕駛模型,采用Lms.Virtual.Lab Motion建立了某民用飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型,通過兩者聯(lián)合仿真來進(jìn)行其側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性分析,結(jié)果表明此飛行員模型能有效控制飛機(jī)的側(cè)向位移,為今后研究飛機(jī)在不對(duì)稱載荷影響下的地面操穩(wěn)特性、以及飛機(jī)智能操縱系統(tǒng)方面奠定了基礎(chǔ)。

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