民用飛機(jī)迎角限制器設(shè)計(jì)與分析

陳磊

DOI：10.16661/j.cnki.1672-3791.2015.36.259

摘 要：該文對飛機(jī)邊界控制中的迎角限制技術(shù)進(jìn)行了分析，對幾種工程實(shí)用的迎角限制器結(jié)構(gòu)以及優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了描述，結(jié)合A320飛機(jī)以及C17飛機(jī)的迎角限制器的特點(diǎn)，給出了一種迎角限制器設(shè)計(jì)方案，對設(shè)計(jì)的迎角限制器的工作原理進(jìn)行了描述；然后基于一種典型民用飛機(jī)進(jìn)行了迎角限制器控制律設(shè)計(jì)，使用Matlab/Simulink軟件建立了迎角限制器控制律仿真模型；最后對飛機(jī)迎角限制器控制律模型進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明設(shè)計(jì)的迎角限制器方案是可行的，可應(yīng)用于工程實(shí)際。

關(guān)鍵詞：飛控系統(tǒng) 邊界控制 迎角限制 控制律

中圖分類號：V24 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2015）12（c）-0259-04

目前，在飛機(jī)上可實(shí)現(xiàn)的主動控制技術(shù)包括放寬靜穩(wěn)定性、邊界控制、陣風(fēng)載荷減緩、機(jī)動載荷減緩等[1]。其中邊界控制指的是通過在電傳飛行控制系統(tǒng)中加入邊界保護(hù)控制律，使飛機(jī)的某些重要飛機(jī)參數(shù)（包括迎角、俯仰角、空速等）能夠自動地被限制在規(guī)定的邊界范圍內(nèi)，增強(qiáng)了飛機(jī)大迎角和大過載時(shí)操縱穩(wěn)定性，減輕了駕駛員的心理和體力負(fù)擔(dān)，實(shí)現(xiàn)了飛行員期望的“無憂慮”操縱，大大減小因駕駛員操作處置失誤引起的飛行事故，保證了飛行員與飛機(jī)的安全。

當(dāng)前飛機(jī)上使用比較廣泛的邊界控制技術(shù)主要有迎角限制、過載限制、俯仰角限制、高速限制、滾轉(zhuǎn)角限制[2]等，該文主要對迎角限制技術(shù)進(jìn)行了分析，給出了一種迎角限制設(shè)計(jì)方案，然后基于一種典型飛機(jī)進(jìn)行了迎角限制器控制律設(shè)計(jì)，最后對設(shè)計(jì)的迎角限制器控制律進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。

1 迎角限制方案

目前，工程實(shí)用的迎角限制器具有以下幾種形式。

（1）“取大值”迎角限制器；

（2）A320飛機(jī)迎角限制器；

（3）C17飛機(jī)迎角限制器。

1.1 “取大值”迎角限制器

“取大值”迎角限制器的結(jié)構(gòu)圖見圖1所示。該形式迎角限制器的工作原理為當(dāng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋信號小于等于零時(shí)，或者當(dāng)控制增穩(wěn)信號大于零且大于等于迎角限制的輸出信號時(shí)，系統(tǒng)的綜合反饋信號等于控制增穩(wěn)反饋信號；僅當(dāng)控制增穩(wěn)信號大于零并且小于迎角輸出信號時(shí)，系統(tǒng)綜合反饋信號等于迎角輸出信號，此時(shí)控制增穩(wěn)信號被斷開，同時(shí)接通迎角限制器的輸出信號，從而實(shí)現(xiàn)了迎角限制功能。

1.2 A320飛機(jī)迎角限制器

空客公司在設(shè)計(jì)A320飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)時(shí)也采用了大迎角保護(hù)控制器[3，4]，目的是保證飛機(jī)在極低速度飛行時(shí)具有正的靜穩(wěn)定性，從而防止動態(tài)機(jī)動或有大氣紊流時(shí)失速。

A320飛機(jī)迎角限制器結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。

A320飛機(jī)迎角限制器根據(jù)飛機(jī)的馬赫數(shù)、前緣及后緣襟翼的位置規(guī)定了保護(hù)迎角、平臺迎角以及極限迎角等各種限制迎角，當(dāng)實(shí)際迎角達(dá)到保護(hù)迎角時(shí)，電傳操縱系統(tǒng)的控制律由過載指令控制改變?yōu)橛侵噶羁刂?。?cè)桿中立位對應(yīng)保護(hù)迎角值，側(cè)桿后拉最大位對應(yīng)限制迎角值。當(dāng)迎角大于平臺迎角時(shí)，自動接通油門控制，使發(fā)動機(jī)處于最大推力模式，此時(shí)通過比較正常俯仰控制預(yù)置值和迎角預(yù)置值選擇出信號的最大值，保留對法向過載的限制。推桿當(dāng)迎角小于平臺迎角2 s后，縱向電傳飛控系統(tǒng)回路恢復(fù)到正常的控制。

1.3 C17飛機(jī)迎角限制器

波音公司的C17飛機(jī)迎角限制器結(jié)構(gòu)框圖見圖3所示。該迎角限制器考慮了限制器斷開瞬態(tài)響應(yīng)的問題，防止飛機(jī)二次失速。其特點(diǎn)是其特點(diǎn)是當(dāng)駕駛員從飛機(jī)大迎角狀態(tài)松桿或者恢復(fù)操縱時(shí)，操縱靈敏度比增加迎角時(shí)大；通過迎角變化率和飛機(jī)加速度來分別改善飛機(jī)縱向運(yùn)動短周期和長周期阻尼。

根據(jù)上述幾種典型飛機(jī)迎角限制器的分析，可以看出民用飛機(jī)一般關(guān)注失速及深失速防護(hù)的功能，在俯仰指令通道引入迎角限制以保障飛機(jī)的安全飛行。綜合A320飛機(jī)和C17飛機(jī)迎角控制器的特點(diǎn)，該文設(shè)計(jì)了一種迎角限制器，如圖4所示。

由圖4可知，迎角警告及限制問題通過迎角操縱無靜差原則解決。即當(dāng)迎角達(dá)到限制迎角時(shí)，迎角比例積分反饋接通，改善系統(tǒng)靜穩(wěn)定性；當(dāng)迎角達(dá)到告警迎角時(shí)，系統(tǒng)告警。

駕駛員指令信號同時(shí)轉(zhuǎn)換為過載增量和迎角增量信號。正常操縱時(shí)，駕駛員指令對應(yīng)過載。當(dāng)駕駛員指令迎角大于告警迎角與失速迎角之差時(shí)，通過邏輯判斷環(huán)節(jié)比較兩個通道指令信號的大小，選擇出最終期望的指令信號，如果指令迎角通道接通，迎角指令限制器工作。當(dāng)指令迎角等于限制迎角與失速迎角之差時(shí)，此時(shí)駕駛桿位移對應(yīng)后拉最大值。同時(shí)接通桿位移和迎角反饋積分通道，保證無靜差操縱。當(dāng)駕駛員得知迎角告警信號做出推桿動作時(shí)，駕駛桿位移對迎角或者過載的梯度遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于拉桿時(shí)的梯度，保證飛機(jī)快速回到安全狀態(tài)。

2 迎角限制器控制律仿真模型

根據(jù)圖4設(shè)計(jì)的迎角限制器，使用Matlab軟件建立迎角限制器控制律仿真模型，見圖5所示。

其中，控制增穩(wěn)部分采用了構(gòu)型，仿真模型中Kwzp、Knyp、Kwzint、Knyint、Kalpha1、Kalpha2、Kalpha3為在不同平衡點(diǎn)處需要調(diào)節(jié)的參數(shù)，采用直接搜索算法來確定。

3 仿真結(jié)果及分析

基于一種典型飛機(jī)，分別在起降、高空巡航構(gòu)型狀態(tài)下，對駕駛員拉滿桿時(shí)飛機(jī)的迎角和過載響應(yīng)進(jìn)行數(shù)字仿真驗(yàn)證。

3.1 起飛階段

飛機(jī)飛行狀態(tài)為：高度20 m，馬赫數(shù)0.26，飛機(jī)重量180 t。

迎角限制器調(diào)節(jié)參數(shù)為：Kwzp =0.9777，Knyp =-1.9443，Kwzint=3.6144，Knyint=-0.3309，Kalpha1=-6.2286，Kalpha2=-2.1529，Kalpha3=3.4810。

迎角、過載響應(yīng)曲線見圖6所示。

3.2 巡航階段

飛機(jī)飛行狀態(tài)為：高度11000m，馬赫數(shù)0.86，飛機(jī)重量140噸。

迎角限制器調(diào)節(jié)參數(shù)為：Kwzp=1.1865，Knyp=-5.4429，Kwzint=5.3797，Knyint=0.1209，Kalpha1=-4.3722，Kalpha2 =-1.5364，Kalpha3=-4.8048 。

迎角、過載相應(yīng)曲線見圖7所示。

4 結(jié)語

通過以上仿真結(jié)果可以得出，飛機(jī)迎角超過警告迎角后，迎角限制器作用，飛機(jī)迎角最終不會超過限制迎角值，因此，表明設(shè)計(jì)的迎角限制器方案是可行的，可應(yīng)用于工程實(shí)際。該文在進(jìn)行迎角限制器設(shè)計(jì)時(shí)，迎角限制與控制增穩(wěn)積分通道之間的切換采用加權(quán)的方法圓滑過渡，后續(xù)可以考慮采用最大值比較邏輯的方法，可以確保實(shí)現(xiàn)期望的靜態(tài)操縱特性。

參考文獻(xiàn)

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