輕型公務(wù)機迎角限制系統(tǒng)設(shè)計與飛行品質(zhì)評估*

李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏

（南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京210016）

輕型公務(wù)機迎角限制系統(tǒng)設(shè)計與飛行品質(zhì)評估*

李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏

（南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京210016）

設(shè)計了基于C*響應(yīng)的某輕型公務(wù)機的縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)，為了飛行安全，采用閉環(huán)控制方法設(shè)計了迎角限制器，并對迎角限制系統(tǒng)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)模態(tài)兼容問題進行了研究，實現(xiàn)了模態(tài)平滑轉(zhuǎn)換，最后對飛行品質(zhì)進行了評估。系統(tǒng)數(shù)字仿真結(jié)果驗證了迎角限制的有效性。

控制增穩(wěn)系統(tǒng)；迎角限制器；飛行品質(zhì)；輕型公務(wù)機

0　引言

邊界控制系統(tǒng)又稱包線限制系統(tǒng)，是指對飛機的一些重要狀態(tài)變量的邊界值包線實現(xiàn)限制的飛行控制系統(tǒng)。其目的是減輕駕駛員的工作負擔，實現(xiàn)無憂慮操縱，并保證飛機安全。根據(jù)輕型公務(wù)機自身結(jié)構(gòu)和任務(wù)要求，對自身的機動性要求較低。而對安全性及舒適性要求比較嚴格，因而公務(wù)機采用具有飛行包線保護的控制系統(tǒng)，其中迎角限制是飛行包線功能中不可或缺的部分。例如空客的A320[1]系列、B777系列和C-17A[2]都具有較實用的迎角保護功能，實現(xiàn)駕駛員的無憂操縱。迎角邊界限制系統(tǒng)有兩種實現(xiàn)方法：采用專門的閉環(huán)控制系統(tǒng)對迎角進行限制和通常的電傳操縱系統(tǒng)中加入適當?shù)挠窍拗破鱗3]。迎角限制器在戰(zhàn)斗機上應(yīng)用較為廣泛，然而在客機上，迎角限制器的研究及應(yīng)用較少。在本文中以某型輕型公務(wù)機飛行控制律設(shè)計作為切入點，設(shè)計迎角限制器，隨后對通道和迎角限制通道切換邏輯進行了分析研究。為未來的飛行控制律設(shè)計提供了部分參考。

1　縱向C*飛行控制律設(shè)計

輕型公務(wù)機線性短周期運動方程：

其中，x=[α q]T，u=δe。

C*響應(yīng)[4]定義為：

其中，Vco為交叉速度，一般推薦值為120～132 m/s，本設(shè)計取值122 m/s；g取值9.8 m/s。C*控制系統(tǒng)方案框圖如圖1所示。

圖1　C*控制系統(tǒng)方案框圖

通常選取C*控制器為比例環(huán)節(jié)，采用根軌跡設(shè)計控制器，使C*響應(yīng)信號較好。

2　輕型公務(wù)機迎角限制方案

在常用的電傳系統(tǒng)中，對法向過載的邊界限制的基本方法：在桿力輸入的前饋通道中加入指令限幅器，然而，依據(jù) nz=(V/g)Zαα，對過載加以限制似乎對迎角 α也起到了限幅作用，但事實并非如此，僅僅對過載的限制并不能保證對迎角進行有效限制。當飛機高速飛行時，由于(V/g)Zαα較大，當過載 nz被限制時，迎角 α比較小，不會超過最大迎角，處于安全范圍內(nèi)；但是當飛機低速行駛時，由于(V/g)Zα較小，當過載 nz被限制時，迎角 α比較大，可能超過最大迎角，因而過載限制不能代替迎角限制。

在輕型公務(wù)機電傳操縱系統(tǒng)中，迎角限制器的重要性體現(xiàn)在保證飛機低速飛行時具有良好的操縱穩(wěn)定性，防止機動和大氣紊流造成失速。通常迎角邊界限制系統(tǒng)[6]有兩種實現(xiàn)方法：采用專門的閉環(huán)控制系統(tǒng)對迎角進行限制和在通常的電傳操縱系統(tǒng)中加入適當?shù)姆蔷€性反饋迎角限制器。本研究主要介紹迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng)。

2.1閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)

飛機典型升力系數(shù)曲線[3]如圖2所示，αL為迎角規(guī)定值，αLim為桿完全拉起時對應(yīng)迎角值，αStall為飛機失速迎角值。當飛機迎角超過 αL時，飛機從正常C*控制信號轉(zhuǎn)換到閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)控制信號作為控制律的主控信號，從而實現(xiàn)邊界值的限制。值得注意的是，若飛機俯仰角和傾斜角較大時，αL需要減小。

圖2　迎角升力系數(shù)曲線

迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng)常用的調(diào)節(jié)規(guī)律是迎角誤差的PID控制：

其中，△α=αL-α。式中，由于對迎角信號難以微分，所以經(jīng)常采用俯仰角速率q反饋來代替：

在參數(shù)選擇合理時，該方案不僅可以保證穩(wěn)態(tài)時α∞=αL，同時在過渡過程中迎角也不會達到失速迎角。控制律中相關(guān)參數(shù) Lα、LαI、Lq可利用經(jīng)典方法、極點配置方法或最優(yōu)控制等方法加以選擇。給出閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，如圖3所示。

圖3　閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

迎角邊界限制需要利用升降舵來實現(xiàn)，故存在該系統(tǒng)如何與C*控制系統(tǒng)相兼容的問題，飛機進行小機動操縱時一般在增穩(wěn)模態(tài)下工作，當飛機進行大迎角機動時，系統(tǒng)自動切換到邊界限制模態(tài)；反之，若退出大機動模態(tài)，系統(tǒng)自動切換回正常增穩(wěn)模態(tài)。

2.2模態(tài)轉(zhuǎn)換淡化器

轉(zhuǎn)換瞬態(tài)[6]的抑制算法通常稱為淡化器。轉(zhuǎn)換時應(yīng)使斷開模態(tài)逐漸退出，接入模態(tài)逐漸進入，通常有以下3種：自由轉(zhuǎn)換淡化器、熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器及同步跟蹤轉(zhuǎn)換淡化器。本文研究熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器。

熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器同時計算兩種控制模態(tài)的控制律，但僅有一種控制律控制飛機的運動，另一種控制律作為熱備份，可隨時通入運行，運行原理圖如圖4。當開關(guān)置于“1”時，接通模態(tài) A；開關(guān)置于“0”時，接通模態(tài)B，該淡化器采用慣性環(huán)節(jié)來抑制轉(zhuǎn)換瞬態(tài)。其中a為淡化因子，a的值越大，模態(tài)控制律切換時間越短。

圖4　熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器原理圖

為確保淡化算法的可用性，對淡化效果進行仿真驗證。假設(shè)兩次切換的開始時刻分別為 3 s和9 s，需要實現(xiàn)切換的兩個通道均為常量，第一個通道為6，第二個通道為3，這里取兩次切換算法的參數(shù)a=2，切換過程的過渡時間設(shè)為2 s，則切換前后的控制效果圖如圖5所示。

圖5　兩通道控制律切換的效果

由圖5可以看出，所設(shè)計的熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器較好地實現(xiàn)了不同控制律之間的切換，切換算法使得最終控制律近似等于新控制律，淡化算法的設(shè)計滿足要求，熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器可用。

3　仿真驗證及飛行品質(zhì)評價

3.1系統(tǒng)仿真驗證

通過上述研究方案，根據(jù)輕型公務(wù)機的線性模型完成了縱向短周期控制律的設(shè)計，并在此基礎(chǔ)上，利用輕型公務(wù)機對應(yīng)的模型，在巡航模態(tài)下選取數(shù)據(jù)點(V=150 m/s，H=3 000)進行仿真，設(shè)定最大迎角限制值為10°，給定飛行員指令，對不加入迎角限制器、加入迎角限制器兩種方案下迎角及舵面的響應(yīng)曲線如圖6～圖7所示。

圖6　迎角響應(yīng)曲線

圖7　舵面曲線

從仿真曲線中可以看出：

(1)在迎角未達到限定值的一段時間內(nèi)，兩種方案下迎角響應(yīng)曲線基本重合，證明了迎角限制器不會對原控制系統(tǒng)產(chǎn)生影響。

(2)閉環(huán)迎角邊界限制器對迎角起到了較好的保護，使飛機在安全飛行包線內(nèi)，但是降低了縱向的靜穩(wěn)定增益，飛機機動性受到影響。

(3)兩種控制方案仿真曲線過渡形狀平滑無突變，保證了系統(tǒng)具有良好的過渡過程響應(yīng)，對于輕型公務(wù)機具有重要意義。

3.2飛行品質(zhì)評價

飛行品質(zhì)定義為飛機的穩(wěn)定性和操縱性，本文通過對飛機相關(guān)參數(shù)分析，選取 CAP[8]（Control Anticipation Parameter）值作為飛行品質(zhì)評價準則，得到相關(guān)飛行品質(zhì)評價結(jié)果。

CAP等于單位桿力所產(chǎn)生的初始俯仰角加速度與穩(wěn)態(tài)飛行時產(chǎn)生單位過載所需桿力之積，CAP值是衡量操縱性能好壞的重要參數(shù)。

在仿真驗證基礎(chǔ)上，選取CAP值對飛機飛行品質(zhì)進行評價，評價結(jié)果如圖8所示。

從圖8中可以得出結(jié)論，迎角限制系統(tǒng)會降低CAP值，但數(shù)值較小，兩種控制方案的飛行品質(zhì)指標均在一級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

圖8　飛行品質(zhì)評價

4　結(jié)論

本文對輕型公務(wù)機縱向短周期增穩(wěn)和迎角限制器進行了設(shè)計與仿真分析，并對其進行了飛行品質(zhì)評價。通過對增穩(wěn)控制系統(tǒng)和閉環(huán)迎角限制系統(tǒng)的設(shè)計和仿真研究，驗證了閉環(huán)迎角限制器的有效性及其對飛行品質(zhì)評價的影響。

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[2]Iloputaife Obi I.Design of deep stall protection for the C-17A[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics，1997，20(4)：760-767.

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[7]劉天宇，夏潔，錢艷平.大型飛機迎角限制器設(shè)計與飛行品質(zhì)評估[J].系統(tǒng)仿真學報，2011，23(1)：215-218.

[8]高金源，李陸豫，馮亞昌，等.飛機飛行品質(zhì)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2003.

Design of angle limit system of a business jet aircraft and flying qualities evaluation

Li Pengpeng，Gong Huajun，Yuan Suozhong，Shao Minmin
(College of Automation Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

A longitudinal control augmentation control system based on the C*response was designed.For the flight safety, angle of attack limiter was designed by using the closed loop control method,and the compatibility problem of the modal between angle limit system and control augmentation system was studied,smooth transition of the model was realized.Finally,the flying qualities were evaluated,system digital simulation results demonstrated the effectiveness of a limit on the angle of attack.

control augmentation system；limiter for attack angle；flying qualities；business jet aircraft

V249.122

A

0258-7998(2015)01-0075-03

10.16157/j.cnki.0258-7998.2014082703127

航空科學基金（2013ZA52002）

2014-08-27)

李鵬鵬（1990-），通信作者，女，碩士研究生，主要研究方向：導航、制導與控制，E-mail：lipp1990@126.com。

龔華軍（1964-），男，教授，主要研究方向：導航、制導與控制。

袁鎖中（1970-），男，副教授，主要研究方向：導航、制導與控制。