過載/迎角邊界保護(hù)控制律仿真研究

王婷, 王博, 李德尚

(1.中國飛行試驗研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089;2.中航工業(yè)西安飛機(jī)設(shè)計研究所 飛控所, 陜西 西安 710089)

0 引言

現(xiàn)代飛機(jī)普遍采用多余度電傳控制系統(tǒng),大大增強(qiáng)了機(jī)動能力,擴(kuò)張了飛行包線,隨之而來的是飛機(jī)操縱特性的較大變化。為了實(shí)現(xiàn)全飛行包線內(nèi)的飛行員大幅度地?zé)o憂慮操縱,必須引入飛行邊界保護(hù)功能,在飛行員拉桿極限時保證飛機(jī)能夠達(dá)到而且不超過限制迎角或限制過載。因此提出了迎角邊界限制器,其設(shè)計經(jīng)歷了硬限制、軟限制(包括反饋限制和比較限制)等階段。例如,美國早期的F-8C飛機(jī)采用了硬限制方式,F-4的生存控制系統(tǒng)采用了單級折線式軟限制方式,F-16生存控制系統(tǒng)采用了二級折線式軟限制方式,屬于反饋限制方案[1]。我國目前在戰(zhàn)斗機(jī)上對相關(guān)控制算法進(jìn)行了驗證,但在大型飛機(jī)上的相應(yīng)控制算法研究較少。

1 控制原理

圖1 飛行區(qū)域劃分Fig.1 Flight envelope division

對于電傳控制系統(tǒng)的邊界保護(hù)分為兩個方面,過載保護(hù)和迎角限制。對于常規(guī)飛行器,在飛行包線內(nèi)一定存在著某個速壓q*使Δnymax=Δny(αmax)。如果q>q*,則只需限制過載;如果q

實(shí)現(xiàn)全包線范圍內(nèi)的過載/迎角邊界保護(hù)有如下兩種典型方案:

(1)按規(guī)律調(diào)節(jié)駕駛桿俯仰操縱到操縱面的傳遞函數(shù);

(2)在迎角和過載接近限制值時,在有靜差或無靜差系統(tǒng)中增加附加的迎角到舵面的反饋或附加的過載到舵面的反饋[2-3]。

1.1 過載限制

圖2 桿位移-過載限制曲線Fig.2 Stick displacement-overload control curve

由圖2可以得到:

Δny=

1.2 迎角保護(hù)

圖3 迎角操縱期望曲線Fig.3 Angle of attack desired curve

由圖3可以得到:

1.3 過載/迎角邊界保護(hù)轉(zhuǎn)換

對無靜差控制增穩(wěn)系統(tǒng),通過選擇適當(dāng)?shù)目刂坡伤惴ê蛥?shù),可自動實(shí)現(xiàn)給定限制。當(dāng)?shù)蛣訅合拗朴?、高動壓限制過載時,需考慮限制參數(shù)轉(zhuǎn)換的問題。本文采取大值轉(zhuǎn)換邏輯實(shí)現(xiàn)邊界保護(hù)功能。

2 控制律設(shè)計

2.1 過載限制回路設(shè)計

引入縱向陀螺信號,采用如下自動控制算法實(shí)現(xiàn)過載限制控制:

過載限制控制系統(tǒng)框圖如圖4所示。

若飛機(jī)方程采用短周期形式:

則圖4所示控制系統(tǒng)對應(yīng)的過載響應(yīng)為:

式中,Δnyc為指令過載,依據(jù)過載限制曲線計算獲得。通過指令過載與飛機(jī)響應(yīng)過載的傳遞函數(shù)可知,在穩(wěn)態(tài)時:

Δny(t→∞)=Δnyc

可以看出,圖4所示的過載限制控制系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)指令過載的期望控制。按照圖2調(diào)節(jié)桿位移指令到過載指令的傳動關(guān)系,可精確實(shí)現(xiàn)過載邊界限制。

圖4 過載限制控制系統(tǒng)Fig.4 The control loop of overload limitation system

2.2 過載/迎角邊界保護(hù)回路設(shè)計

過載/迎角邊界保護(hù)控制系統(tǒng)框圖如圖5所示。為實(shí)現(xiàn)圖3所示的期望迎角操縱曲線,采用下式控制算法,按照取大值邏輯引入迎角反饋信號實(shí)現(xiàn)。

圖5 過載/迎角邊界保護(hù)控制系統(tǒng)Fig.5 The control loop of overload/AOA protection system

圖5所示控制結(jié)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)如下控制邏輯:

式中,Cypf為平飛升力系數(shù)。

此時控制律為:

采用飛機(jī)短周期響應(yīng)進(jìn)行分析,穩(wěn)態(tài)時有:

α=

3 仿真驗證

本文選取某機(jī)高空低速巡航和高空高速巡航兩個飛行狀態(tài)對過載/迎角邊界保護(hù)控制律進(jìn)行了仿真驗證。對于過載限制控制律驗證選取狀態(tài)點(diǎn):H0=5000 m,V0=203.3 m/s,nymax=2.5。

該狀態(tài)點(diǎn)位于圖1中的C區(qū)域,過載先于迎角達(dá)到限制值。為實(shí)現(xiàn)過載限制采取如圖6所示的桿位移-過載指令仿真曲線。當(dāng)飛行員拉桿到極限時,過載仿真曲線如圖7所示。

圖6 桿位移-過載指令仿真曲線Fig.6 Stick displacement-overload desired simulation curve

圖7 過載限制仿真曲線Fig.7 Overload limitation simulation results

圖8 桿位移-迎角指令曲線Fig.8 Stick displacement-AOA desired curve

當(dāng)飛行員拉桿至極限時,飛機(jī)迎角響應(yīng)曲線穩(wěn)定于限制迎角αmax,過載穩(wěn)定于一個小于限制過載的值,仿真曲線如圖9所示。

由仿真結(jié)果可以看出,在圖5所示的增穩(wěn)控制回路的基礎(chǔ)上,采用指令過載限制以及最大值切換的反饋迎角限制可以實(shí)現(xiàn)低動壓限制迎角、大動壓限制過載的功能。并且在線性仿真階段與理論分析結(jié)果相吻合。

圖9 迎角限制仿真曲線Fig.9 AOA limit simulation results

4 結(jié)束語

本文在設(shè)計過載/迎角邊界保護(hù)控制器時,對飛行包線進(jìn)行了區(qū)域劃分,引入了過載/迎角操縱期望曲線。采用調(diào)節(jié)指令梯度限制過載,引入迎角比例積分控制限制迎角的方案。詳細(xì)分析了過載/迎角限制的控制算法,給出了關(guān)鍵參數(shù)的理論計算。最后采用某型飛機(jī)不同飛行包線區(qū)域的狀態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行了仿真驗證。結(jié)果表明，采用此種控制律可實(shí)現(xiàn)過載與迎角的安全限制，同時采用取大值的轉(zhuǎn)換邏輯可實(shí)現(xiàn)邊界保護(hù)的自動轉(zhuǎn)換和無靜差控制要求，具有一定的工程應(yīng)用價值。

本文僅對常規(guī)布局飛機(jī)的邊界保護(hù)控制方案進(jìn)行了論述,對于非常規(guī)布局的飛機(jī)可考慮引入其他輔助操縱面的實(shí)現(xiàn)邊界保護(hù),如鴨翼、推力矢量等。

參考文獻(xiàn)：

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