適用于民機(jī)自動(dòng)飛行的航跡角模式控制律設(shè)計(jì)

魏子博

【摘 要】航跡角（Flight Path Angle，F(xiàn)PA）模式通常作為自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的縱向基本模式，其他縱向模式都轉(zhuǎn)化FPA指令再由FPA模式完成，所以設(shè)計(jì)良好性能的FPA控制律是設(shè)計(jì)自動(dòng)飛行控制律的關(guān)鍵步驟。本文以大型民機(jī)模型為對(duì)象，針對(duì)FPA模式進(jìn)行了控制律設(shè)計(jì)，仿真效果顯示控制律性能良好。

【關(guān)鍵詞】飛行航跡角模式；自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)；控制律設(shè)計(jì)

0 背景

FPA模式是垂直方向基本模式，目標(biāo)為平滑地捕獲和保持飛行員在飛行模式控制面板（FMCP）上通過旋鈕選擇的FPA 基準(zhǔn)值，同時(shí)該基準(zhǔn)值將在FMCP 的FPA 窗口顯示。FPA 模式的控制基準(zhǔn)值為該模式接通時(shí)的飛行航跡角，或飛行員通過FMCP 選擇的FPA 基準(zhǔn)值。

垂直方式的其他模式也是通過將各種縱向控制目標(biāo)也都是通過控制飛機(jī)的航跡角來(lái)間接完成的，所以這些控制目標(biāo)也最終會(huì)轉(zhuǎn)換成FPA指令來(lái)讓主飛控系統(tǒng)執(zhí)行。本文對(duì)FPA模式的控制律進(jìn)行了設(shè)計(jì)和分析。

1 控制器設(shè)計(jì)

自動(dòng)飛行的縱向模式的指令都是轉(zhuǎn)化成FPA指令執(zhí)行的，通過控制器的計(jì)算出需要跟蹤的縱向過載指令，并輸入主飛控系統(tǒng)，讓其完成對(duì)于縱向過載指令的跟蹤。所以本課題設(shè)計(jì)的控制器是以期望指令為輸入，以期望的縱向過載指令為輸出的，反饋量為實(shí)際測(cè)量到的FPA值。其控制器框圖如圖1所示。圖中增益K是為了方便調(diào)節(jié)參數(shù)而對(duì)控制器參數(shù)進(jìn)行的整體放大，本報(bào)告中取K為0.006。

將包含有主飛控的飛機(jī)模型作為控制對(duì)象，該控制對(duì)象為一復(fù)雜的非線性模型，并視其為黑盒。本課題的控制器采用了積分分離式PID控制律，其控制律可由如下公式表達(dá)：

其中P，I，D為PID系數(shù)，這里的積分項(xiàng)采用分離式積分，分離的界限為c，為正實(shí)數(shù)，當(dāng)誤差在該界限外時(shí)切掉積分項(xiàng)，僅在誤差進(jìn)入界限內(nèi)時(shí)才開始積分。這樣做一方面可以保證盡量減小穩(wěn)態(tài)誤差，又可以減少因加入一直加入積分而造成的穩(wěn)定性下降以及過渡過程中超調(diào)大大的問題。這里，c的選取是自適應(yīng)的，設(shè)FPA在階躍相應(yīng)前的值為FPA0，則：

其中c？綴0，1，c，c為一正實(shí)數(shù)。本課題中取kc=0.05。

另外，由于安全性和旅客乘機(jī)舒適性的要求，各模式產(chǎn)生的FPA期望值不能過大，所以該控制器對(duì)所輸入的FPA期望值利用飽和環(huán)節(jié)進(jìn)行了限幅。本課題中限幅的幅值為±10。

2 控制器參數(shù)調(diào)節(jié)

控制器中主要調(diào)節(jié)的參數(shù)為P， D，這兩個(gè)參數(shù)決定了過渡過程的主要性能，由于采用了分離式積分器的設(shè)計(jì)，使得積分的作用僅限于進(jìn)一步地調(diào)節(jié)穩(wěn)態(tài)誤差，一半而言I選擇在0.01D至0.25D之間即可，對(duì)于過渡過程的主要性能影響不大。下面給出P， D的隨著高度和速度變化的調(diào)節(jié)結(jié)果。

圖2 控制器參數(shù)的調(diào)節(jié)結(jié)果

3 仿真結(jié)果

將調(diào)節(jié)過的參數(shù)形成參數(shù)表，若飛機(jī)工作在參數(shù)表內(nèi)的相應(yīng)包線區(qū)域則直接選用相應(yīng)的參數(shù)，若所工作的區(qū)域不在已調(diào)節(jié)過的點(diǎn)周圍，那么則采用線性插值的方法通過周圍的點(diǎn)獲得該點(diǎn)的控制器參數(shù)，這種做法得到的包線內(nèi)的參數(shù)調(diào)節(jié)結(jié)果即如圖2所示。利用得到的參數(shù)得到飛機(jī)的時(shí)域響應(yīng)結(jié)果。其中，部分結(jié)果圖所示。

4 仿真分析與總結(jié)

PID參數(shù)變化的整體趨勢(shì)如下：P隨速度的增加而增大，而隨高度的增加而減??；D的變化趨勢(shì)與P大體相同，只是變化幅度相對(duì)P小一些；I的選取對(duì)控制器的控制性能影響不大，但對(duì)于一些特定的平衡點(diǎn)，穩(wěn)態(tài)誤差較為明顯，需要用合適增益的積分環(huán)節(jié)進(jìn)行消除，但只要積分選擇的不過大就不會(huì)影響整體性能。

從時(shí)域相應(yīng)圖中可以看出通過控制器的調(diào)節(jié)，F(xiàn)PA的相應(yīng)很好的滿足了所提出的性能指標(biāo)：超調(diào)量均在10%以內(nèi)，性能較好的點(diǎn)可以達(dá)到5%以內(nèi)；震蕩過程或穩(wěn)態(tài)誤差最終都小于0.1°。

【參考文獻(xiàn)】

[1]徐軍， 歐陽(yáng)紹修.運(yùn)輸類飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社， 2013.

[2]胡壽松.自動(dòng)控制原理[M].北京：科學(xué)出版社，2001.

[3]吳森堂，費(fèi)玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[責(zé)任編輯：田吉捷]endprint