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    基于飛行品質(zhì)模擬器的控制律開發(fā)技術(shù)

    2012-10-11 02:30:22王躍萍王敏文戎曉娟
    教練機(jī) 2012年3期
    關(guān)鍵詞:航向模擬器設(shè)計(jì)者

    王躍萍,王敏文,戎曉娟

    (飛行自動(dòng)控制研究所,陜西西安 710065)

    0 引言

    飛行模擬試驗(yàn)使控制律設(shè)計(jì)者有機(jī)會(huì)與飛行員進(jìn)行面對(duì)面的溝通與交流,深入地了解飛行過程中飛行員所采用各種操縱動(dòng)作的目的、如何利用不同的操縱動(dòng)作來評(píng)價(jià)飛行品質(zhì)的優(yōu)劣,從而為控制律設(shè)計(jì)工程師的設(shè)計(jì)工作提供具體指導(dǎo),增強(qiáng)控制律設(shè)計(jì)的主動(dòng)性和前瞻性。此外,通過模擬器中的飛行感受,飛行員對(duì)控制律提出種種改進(jìn)意見和建議,對(duì)控制律設(shè)計(jì)者提出了更高的要求。

    基于品模試驗(yàn)的迭代優(yōu)化過程,是控制律設(shè)計(jì)逐步完善的過程,它不僅提高了控制律設(shè)計(jì)質(zhì)量,也使控制律設(shè)計(jì)水平得以提升。

    1 開發(fā)環(huán)境

    基于飛行品質(zhì)模擬器的飛行控制律開發(fā)與驗(yàn)證系統(tǒng),通過使用新技術(shù)、標(biāo)準(zhǔn)軟件接口、動(dòng)態(tài)鏈接庫以及數(shù)字可調(diào)電動(dòng)人感系統(tǒng),生成飛行視景,使飛行模擬器仿真技術(shù)支持“人在回路中”的控制律迭代優(yōu)化,成功實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)、仿真、評(píng)價(jià)、優(yōu)化一體化。

    整個(gè)開發(fā)環(huán)境的連接以網(wǎng)絡(luò)為基礎(chǔ),組成如圖1所示。由圖可見,主控機(jī)通過I/O接口采集飛模座艙的飛行員操縱(駕駛桿、腳蹬)指令、油門信號(hào)和相關(guān)的模態(tài)控制信號(hào),并將采集信號(hào)通過網(wǎng)絡(luò)集線器傳輸給飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真機(jī),動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)根據(jù)主控機(jī)的信號(hào)進(jìn)行控制律以及飛機(jī)方程的解算,并將解算結(jié)果(飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù))通過網(wǎng)絡(luò)傳輸給三通道視景、儀表仿真機(jī)和主控機(jī),主控機(jī)再將飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)信息通過同軸網(wǎng)絡(luò)傳輸給座艙控制仿真機(jī),由它控制飛模座艙的運(yùn)動(dòng)。

    圖1 飛模系統(tǒng)環(huán)境示意圖

    2 控制律開發(fā)與驗(yàn)證

    2.1 飛行品質(zhì)評(píng)定

    在飛行品質(zhì)評(píng)定試驗(yàn)中,飛行員按照庫伯-哈伯相關(guān)規(guī)定動(dòng)作及其評(píng)分標(biāo)準(zhǔn),依次進(jìn)行評(píng)定、記錄,并將評(píng)分結(jié)果與控制律設(shè)計(jì)者互動(dòng)交流、討論。設(shè)計(jì)者根據(jù)飛行員的評(píng)定意見迭代優(yōu)化控制律構(gòu)型、參數(shù),直至飛行員滿意。

    根據(jù)飛行員的評(píng)定需要,可預(yù)先選擇給定的飛行狀態(tài)(H、M)或模擬機(jī)場地面起飛過程。給定飛行狀態(tài)情況下,飛機(jī)的初始狀態(tài)為特定高度、速度,通過規(guī)定的操縱動(dòng)作進(jìn)行品質(zhì)評(píng)定,試驗(yàn)評(píng)定效率高;而模擬地面起飛則可以對(duì)滑跑、抬前輪等過程的控制律品質(zhì)特性予以評(píng)估。

    為充分揭示控制律設(shè)計(jì)與飛機(jī)飛行品質(zhì)的相關(guān)性,根據(jù)眾多試飛員的經(jīng)驗(yàn),選定了如下典型動(dòng)作及試驗(yàn)任務(wù),分別說明如圖2。

    2.1.1 推、拉俯仰角

    要求:以一定的速度推或拉駕駛桿,使飛機(jī)盡快穩(wěn)定在給定的俯仰角。

    目的:檢查飛機(jī)的縱向跟隨響應(yīng)及預(yù)測性。

    圖2 典型動(dòng)作及試驗(yàn)任務(wù)

    2.1.2 快速轉(zhuǎn)彎進(jìn)入

    要求:飛機(jī)在平飛狀態(tài),盡可能快壓桿,使飛機(jī)形成一定坡度,并盡快建立起給定過載。

    目的:檢查飛機(jī)的水平機(jī)動(dòng)能力,特別是由平飛狀態(tài)向盤旋狀態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)飛機(jī)操縱的協(xié)調(diào)性、水平方向建立過載的能力。

    2.1.3 收斂轉(zhuǎn)彎

    要求:保持M數(shù)為常值,允許損失高度,先壓桿使飛機(jī)形成一定坡度,然后回桿,以8~10秒均勻拉桿,或使α、ny達(dá)到給定值。

    目的:檢查α、ny隨桿力(或桿位移)的變化情況,桿力(或桿位移)梯度、最大操縱力,也可檢查α、ny的限制器工作情況。

    2.1.4 BTBθ

    要求:保持飛機(jī)俯仰姿態(tài)角不變,盡可能快地從左坡度轉(zhuǎn)入到右坡度(兩邊值相等),或從右到左。

    目的:檢查橫向操縱協(xié)調(diào)性,動(dòng)態(tài)過程中縱、橫向是否有耦合,或舵面是否有干擾。

    2.1.5 BTBG

    要求:壓大坡度后,迅速拉桿,保持過載不變。目的:檢查過載響應(yīng)穩(wěn)態(tài)保持特性。

    2.1.6 協(xié)調(diào)側(cè)滑

    要求:蹬舵和壓桿組合操作,保持航向不變,一個(gè)方向至少飛三個(gè)側(cè)滑角。

    目的:檢查橫航向靜穩(wěn)定性,橫航向桿舵操縱的協(xié)調(diào)性。

    2.2 控制律優(yōu)化改進(jìn)

    在品模試驗(yàn)中,飛行員憑借豐富的飛行經(jīng)驗(yàn),提出了需求、改進(jìn)意見和建議。經(jīng)過多輪試驗(yàn)與交流,控制律設(shè)計(jì)者迭代優(yōu)化控制律參數(shù)與結(jié)構(gòu),確保最終的飛行品質(zhì)令飛行員滿意。伴隨著某型高級(jí)教練機(jī)控制律開發(fā)過程,進(jìn)行了多輪飛行品質(zhì)模擬試驗(yàn)。很多涉及操縱習(xí)慣、飛行品質(zhì)、飛行安全的問題都是設(shè)計(jì)者與飛行員共同解決的,下面給出幾個(gè)典型問題的分析。

    2.2.1 個(gè)別狀態(tài)出現(xiàn)蹬舵反傾斜現(xiàn)象

    美國軍用規(guī)范(MIL—F—1797)認(rèn)為蹬舵反傾斜增加了駕駛員操縱負(fù)擔(dān)。規(guī)范要求飛機(jī)對(duì)于等級(jí)1和等級(jí)2,單獨(dú)利用方向舵腳蹬力應(yīng)能產(chǎn)生坡度,且要求左腳蹬力產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn),右腳蹬力產(chǎn)生右滾轉(zhuǎn)。蹬舵反傾斜雖然不會(huì)嚴(yán)重危及飛機(jī)的飛行安全,但它對(duì)飛行員來說是難以接受的。

    通過某型教練機(jī)的品模試驗(yàn),飛行員在個(gè)別點(diǎn)感受到了蹬舵反傾。經(jīng)分析,是由于控制律開發(fā)者在橫航向設(shè)計(jì)中有一路增益配置不合適所造成的。這樣,當(dāng)?shù)庞叶鏁r(shí),方向舵右偏,機(jī)頭右偏,產(chǎn)生負(fù)的側(cè)滑角、正的側(cè)向過載。正的側(cè)向

    過載帶給副翼的正向偏轉(zhuǎn)使飛機(jī)有左滾趨勢

    2.2.2 減輕飛行員負(fù)擔(dān)

    傳統(tǒng)控制律通常在A種飛行階段采用比例加積分構(gòu)型而在C種飛行階段采用切斷積分器的比例式控制。這是因?yàn)镃階段若采用比例加積分構(gòu)型,會(huì)導(dǎo)致精確著陸拉平比較困難,駕駛員必須推桿著陸。在著陸接地時(shí),操縱不當(dāng)容易引起接地彈跳趨勢。但是,比例式控制律要求飛行員施加較大帶桿力,增加飛行員的工作負(fù)荷,使他沒有足夠集中的精力完成其它任務(wù)。

    通過反復(fù)分析探討,綜合論證了兩種控制律構(gòu)型的利弊,最終在起落階段采納了飛行員建議:一定攻角范圍內(nèi),實(shí)施比例積分式控制。后續(xù)的品模試驗(yàn)表明:這種控制律構(gòu)型既保證在規(guī)定攻角范圍內(nèi)的“中性速度穩(wěn)定性”功能,又滿足飛機(jī)下滑過程中要求的較小帶桿量,減輕了飛行員的工作負(fù)荷,提高了C種飛行階段的飛行品質(zhì)。后續(xù)的飛行試驗(yàn)也更進(jìn)一步的驗(yàn)證了這一點(diǎn)。

    2.2.3 對(duì)飛行員的組合操縱增加保護(hù)實(shí)現(xiàn)無憂慮操縱

    飛機(jī)本體縱向與橫航向運(yùn)動(dòng)存在耦合,在大攻角及組合操縱時(shí)尤為顯著,為了抑制大攻角及組合操縱時(shí)的非線性氣動(dòng)力導(dǎo)致的強(qiáng)耦合,確保飛行安全,通過品模試驗(yàn)研究,在控制律中設(shè)置了多項(xiàng)安全防范措施,并得到飛行員小組的認(rèn)可。

    例如:由于某型教練機(jī)方向舵效率比較高,在蹬舵壓反桿(滿桿)操縱時(shí)出現(xiàn)發(fā)散現(xiàn)象,為了有效地遏止這種情況,一方面在航向控制回路設(shè)置了隨飛行狀態(tài)調(diào)參的增益,適當(dāng)減小方向舵的偏度;另一方面在橫向回路隨蹬舵量的增加降低指令增益,減小滾轉(zhuǎn)速率指令,使飛行員能夠無憂慮操縱。

    2.2.4 其它方面的迭代優(yōu)化

    控制律中有很多參數(shù)、邏輯主要由操縱品質(zhì)與飛行安全決定,這就更是需要通過品模試驗(yàn)中飛行員與設(shè)計(jì)方案的磨合、選優(yōu),下表給出幾個(gè)典型事例。通過飛機(jī)操縱特性和試飛員經(jīng)驗(yàn),給出新的改平策略,見圖3。

    表1 飛行模擬試驗(yàn)迭代優(yōu)化的相關(guān)內(nèi)容

    圖3 通過人機(jī)閉環(huán)試驗(yàn)確定合適的桿指令梯度、自動(dòng)改平邏輯

    3 結(jié)論

    控制律設(shè)計(jì)與優(yōu)化是電傳飛行控制系統(tǒng)研制關(guān)鍵內(nèi)容之一,與飛機(jī)飛行品質(zhì)和飛行安全密切相關(guān)。在基于飛行品質(zhì)模擬器的飛行控制律設(shè)計(jì)開發(fā)過程中,通過將飛行員引入控制律設(shè)計(jì)開發(fā)團(tuán)隊(duì),借助飛行員豐富的飛行經(jīng)驗(yàn),不斷迭代優(yōu)化控制律設(shè)計(jì),獲得滿足需求的高性能控制律,使電傳飛機(jī)達(dá)到滿意的飛行品質(zhì)要求?;陲w行品質(zhì)模擬器的飛控系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)開發(fā),縮短了電傳系統(tǒng)研制周期,提高了全機(jī)飛行品質(zhì)和飛機(jī)性能,使電傳飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)水平得以提升,也實(shí)現(xiàn)了從過去“我們做什么用戶用什么”到“用戶需要什么我們做什么”理念的轉(zhuǎn)變。

    [1]GJB 185-186,有人駕駛飛機(jī)(固定翼)飛行品質(zhì)[S].

    [2]周自全,趙永杰,空中飛行模擬與電傳飛機(jī)飛行試驗(yàn)[J],飛行力學(xué),2005(1):19-22.

    [3]張勇,模擬器在飛行控制系統(tǒng)開發(fā)中的應(yīng)用[J],系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2011(23):142-147.

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