側(cè)滑角對(duì)橫航向控制律設(shè)計(jì)影響分析

鄒俊俊，翁雪花，肖成方，張羽白

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引 言

通過(guò)研究國(guó)外飛機(jī)側(cè)滑角的應(yīng)用情況，我們發(fā)現(xiàn)，大部分西方的三、四代飛機(jī)均會(huì)將側(cè)滑角信號(hào)引入飛控系統(tǒng)進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)，改善飛機(jī)的橫航向飛行品質(zhì)，美國(guó)“超級(jí)大黃蜂”資料顯示，側(cè)滑角信號(hào)是設(shè)計(jì)防偏離控制律的關(guān)鍵因素，在大迎角下通過(guò)將側(cè)滑角和側(cè)滑角速率信號(hào)輸送到副翼和差動(dòng)平尾來(lái)對(duì)側(cè)滑角和側(cè)滑角速率進(jìn)行直接控制，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)較好的抗偏離特性。 歐洲“臺(tái)風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)和意大利M-346 教練機(jī)的機(jī)頭側(cè)面和下方裝有四個(gè)多功能探頭，可測(cè)得多余度的側(cè)滑角信號(hào)，并將側(cè)滑角引入飛控系統(tǒng)以改善飛機(jī)橫航向特性，實(shí)現(xiàn)指令和控制側(cè)滑角等功能。

目前國(guó)內(nèi)部分飛機(jī)雖然安裝了側(cè)滑角傳感器，但由于測(cè)量的準(zhǔn)確性或者余度問(wèn)題，真正引入飛控系統(tǒng)用于控制律設(shè)計(jì)的卻很少，但側(cè)滑角對(duì)于橫航向飛行品質(zhì)的作用是至關(guān)重要的，因此本文基于某型飛機(jī)平臺(tái)研究側(cè)滑角對(duì)于飛機(jī)抗偏離特性的影響，將側(cè)滑角信號(hào)引入飛控系統(tǒng)進(jìn)行橫航向控制律設(shè)計(jì)，并對(duì)傳統(tǒng)橫航向控制律和引入側(cè)滑角信號(hào)的控制律進(jìn)行仿真對(duì)比分析。

1 側(cè)滑角對(duì)飛機(jī)偏離特性的影響

以某型飛機(jī)為例，研究其本體氣動(dòng)特性可知，在大迎角下出現(xiàn)大側(cè)滑角時(shí)橫航向不穩(wěn)定，因此可引入側(cè)滑角反饋限制大迎角滾轉(zhuǎn)時(shí)的側(cè)滑角。

本節(jié)對(duì)比分析飛機(jī)本體氣動(dòng)和引入側(cè)滑角反饋后的抗偏離特性，飛機(jī)引入側(cè)滑角反饋的橫航向控制律設(shè)計(jì)簡(jiǎn)圖如圖1 所示。

圖1 引入側(cè)滑角反饋的橫航向控制律簡(jiǎn)圖

側(cè)滑偏離參數(shù)：

橫側(cè)操縱偏離參數(shù)（LCDP）：

單獨(dú)操縱副翼：

操縱副翼以及與側(cè)滑角成比例的方向舵：

按規(guī)定格式繪制判據(jù)曲線(xiàn)，如圖2 所示，圖中各區(qū)域含義如下：

A 區(qū)：無(wú)偏離。

B 區(qū)：輕度的初始偏航發(fā)散，接著是反向滾轉(zhuǎn)（輕度滾轉(zhuǎn)偏離）；低尾旋敏感區(qū)。

C 區(qū)：中度的初始偏航發(fā)散，接著是反向滾轉(zhuǎn)（中度滾轉(zhuǎn)偏離）；中尾旋敏感區(qū)。

D 區(qū)：強(qiáng)烈偏航發(fā)散以及反向滾轉(zhuǎn)；高尾旋敏感度。

計(jì)算飛機(jī)本體氣動(dòng)特性和引入側(cè)滑角反饋后飛機(jī)的各穩(wěn)定判據(jù)參數(shù)，畫(huà)出相關(guān)判據(jù)對(duì)比圖，如圖3和圖4 所示。

圖3 空中階段LCDP 曲線(xiàn)對(duì)比

圖4 著陸階段LCDP 曲線(xiàn)對(duì)比

從以上計(jì)算結(jié)果可知，空中階段和著陸階段飛機(jī)本體的LCDP1 曲線(xiàn)中均存在部分狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)入輕度偏離敏感區(qū)，而引入側(cè)滑角反饋的LCDP2 曲線(xiàn)中所有狀態(tài)點(diǎn)均處于無(wú)偏離區(qū)，改善了飛機(jī)的抗偏離特性。故引入側(cè)滑角反饋可有效降低飛機(jī)大迎角下的偏離敏感性。

2 引入側(cè)滑角的橫航向控制律設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)橫航向控制律使用副翼-方向舵交聯(lián)控制方法，通過(guò)此方法控制滾轉(zhuǎn)過(guò)程中的側(cè)滑角，但效果有限，特別在中小速度時(shí)飛行員反映滾轉(zhuǎn)時(shí)滾轉(zhuǎn)角速率很不均勻，滾轉(zhuǎn)忽快忽慢，且滾轉(zhuǎn)時(shí)法向過(guò)載和迎角變化范圍較大，飛行員反映很不舒服。 這是由于滾轉(zhuǎn)過(guò)程中產(chǎn)生較大側(cè)滑角，并且會(huì)出現(xiàn)有利側(cè)滑和不利側(cè)滑交替的情況， 進(jìn)而產(chǎn)生非期望的滾轉(zhuǎn)和偏航；同時(shí)由于未引入側(cè)滑角信號(hào)，航向只能通過(guò)側(cè)向過(guò)載反饋來(lái)間接控制側(cè)滑角，無(wú)法達(dá)到精確控制，易產(chǎn)生橫航向剩余響應(yīng)。

為解決上述問(wèn)題，本節(jié)將側(cè)滑角信號(hào)引入飛控系統(tǒng)進(jìn)行橫航向控制律設(shè)計(jì)，改善飛機(jī)的橫航向特性，并進(jìn)行仿真對(duì)比分析。

2.1 控制律設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的橫航向控制律設(shè)計(jì)使用側(cè)向過(guò)載反饋加副翼-方向舵交聯(lián)控制方法，控制律簡(jiǎn)圖如圖5 所示。將側(cè)滑角信號(hào)引入后，直接利用方向舵控制側(cè)滑角，設(shè)計(jì)理念為：運(yùn)用比例積分控制原理通過(guò)腳蹬位移指令側(cè)滑角，并引入偏航角速率反饋改善荷蘭滾阻尼特性，同時(shí)在比例積分控制后加入側(cè)滑角反饋改善荷蘭滾特性，去掉傳統(tǒng)橫航向控制律的副翼-方向舵交聯(lián)和側(cè)向過(guò)載反饋，控制律簡(jiǎn)圖如圖6 所示。

圖5 傳統(tǒng)橫航向控制律簡(jiǎn)圖

圖6 引入側(cè)滑角的橫航向控制律簡(jiǎn)圖

2.2 仿真結(jié)果

根據(jù)2.1 節(jié)的橫航向控制律設(shè)計(jì)原理在六自由度非線(xiàn)性模型中進(jìn)行仿真分析，在5km，0.4M 狀態(tài)點(diǎn)平飛，分別在橫向、航向上給定一個(gè)4s 的滿(mǎn)桿/滿(mǎn)腳蹬方波輸入，傳統(tǒng)橫航向響應(yīng)和引入側(cè)滑角信號(hào)后橫航向響應(yīng)的仿真對(duì)比曲線(xiàn)見(jiàn)圖7 和圖8。

圖7 橫向壓桿50mm 仿真對(duì)比曲線(xiàn)

圖8 腳蹬位移50mm 仿真對(duì)比曲線(xiàn)

由上述仿真對(duì)比曲線(xiàn)可以得出以下結(jié)論：

1） 圖7 中，在壓滿(mǎn)桿連續(xù)滾轉(zhuǎn)中，相較于傳統(tǒng)橫航向控制律設(shè)計(jì)，引入側(cè)滑角反饋后，滿(mǎn)桿滾轉(zhuǎn)時(shí)側(cè)滑角有明顯的減小，同時(shí)帶來(lái)了滾轉(zhuǎn)角速率、法向過(guò)載和迎角特性的改善， 滾轉(zhuǎn)角速率變化更加均勻，法向過(guò)載和迎角的變化范圍也有所減小。

2） 圖8 中， 傳統(tǒng)橫航向控制律在進(jìn)行滿(mǎn)腳蹬操縱時(shí)，迎角、法向過(guò)載和俯仰角速率變化量較大，側(cè)滑角、側(cè)向過(guò)載和滾轉(zhuǎn)角速率有較大超調(diào)和振蕩，響應(yīng)不均勻，腳蹬回中后側(cè)滑角無(wú)法及時(shí)回零，導(dǎo)致出現(xiàn)不希望的橫航向剩余響應(yīng)；引入側(cè)滑角反饋并通過(guò)方向舵控制側(cè)滑角的方式， 在進(jìn)行滿(mǎn)腳蹬操縱時(shí)迎角、法向過(guò)載和俯仰角速率變化量大幅減小，航向響應(yīng)平滑無(wú)超調(diào)，腳蹬回中后，側(cè)滑角很快回零，消除了不希望的剩余振蕩。

3 結(jié) 論

本文將側(cè)滑角引入飛控系統(tǒng)進(jìn)行偏離特性和尾旋敏感特性分析，經(jīng)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，將側(cè)滑角引入橫航向控制律可以降低飛機(jī)的偏離敏感度，提高飛機(jī)在大迎角下的操縱安全性。

同時(shí)，設(shè)計(jì)了引入側(cè)滑角的橫航向控制律，對(duì)比分析與傳統(tǒng)橫航向控制方法的區(qū)別，通過(guò)六自由度仿真對(duì)比，發(fā)現(xiàn)引入側(cè)滑角的橫航向控制律能夠有效地減小中小速度下壓桿滾轉(zhuǎn)時(shí)的側(cè)滑角， 以及法向過(guò)載和迎角的變化范圍，明顯減小蹬舵后的剩余響應(yīng)，很大程度上改善了橫航向的響應(yīng)特性，提高了飛行品質(zhì)。