一種進(jìn)場(chǎng)著陸階段的模型跟蹤控制律設(shè)計(jì)

張喆, 祁圣君, 王鋒

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

一種進(jìn)場(chǎng)著陸階段的模型跟蹤控制律設(shè)計(jì)

張喆, 祁圣君, 王鋒

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

為進(jìn)行進(jìn)場(chǎng)著陸階段飛機(jī)俯仰角速度、航跡、迎角等參數(shù)的空中飛行模擬,根據(jù)模型相似準(zhǔn)則,以經(jīng)典控制原理進(jìn)行升降舵控制、直接升力控制和自動(dòng)油門(mén)控制的縱向模型跟蹤控制律設(shè)計(jì),并在Simlink環(huán)境下進(jìn)行數(shù)值仿真。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的控制律可以滿(mǎn)足跟蹤模擬的要求。

變穩(wěn)飛機(jī); 空中飛行模擬; 經(jīng)典控制理論; 模型跟蹤

0 引言

對(duì)于電傳飛機(jī)飛控系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)而言,進(jìn)場(chǎng)著陸控制律設(shè)計(jì)是最具挑戰(zhàn)性的任務(wù)[1-2]。國(guó)外電傳飛機(jī)試飛中,著陸過(guò)程發(fā)生過(guò)多次由飛控系統(tǒng)引起的事故,如JA-S39和YF-22在著陸過(guò)程中,由于控制律設(shè)計(jì)缺陷發(fā)生墜機(jī)事故;因此國(guó)外極其重視起降階段控制律的空中飛行模擬研究。JAS-39墜機(jī)事件后,Calspan公司利用NT-33和LEARJET變穩(wěn)飛機(jī)驗(yàn)證其控制律并進(jìn)行改進(jìn),完善了該機(jī)的控制律設(shè)計(jì)?！熬盼濉逼陂g,我國(guó)利用K-8飛機(jī)為原型機(jī)建成了IFSTA變穩(wěn)飛機(jī)進(jìn)行控制律驗(yàn)證試驗(yàn)[3]。該機(jī)為三軸變穩(wěn)飛機(jī),其控制操縱面包括副翼、方向舵、升降舵,利用該機(jī)可以模擬模型對(duì)象繞三軸的角運(yùn)動(dòng)。但由于缺少縱向和法向力控制,該機(jī)無(wú)法實(shí)現(xiàn)航跡等特性的模擬,而這些對(duì)于一些特殊的進(jìn)場(chǎng)任務(wù)模擬來(lái)說(shuō)是非常必要的[4]。

本文根據(jù)線(xiàn)性模型跟蹤的理論和設(shè)計(jì)思想,采用文獻(xiàn)[5]提出的同時(shí)具備自動(dòng)油門(mén)控制、直接升力控制和升降舵控制的縱向動(dòng)力學(xué)模型,進(jìn)行綜合模型跟蹤控制律設(shè)計(jì)。

1 模型跟蹤控制律設(shè)計(jì)

1.1 動(dòng)力學(xué)模型

采用TIFS飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)模型[2]作為平臺(tái)進(jìn)行控制律設(shè)計(jì),其狀態(tài)空間形式為:

(1)

其中:

x=[ΔVΔαΔqΔθ]T

u=[δeδLδT]T

式中,δe為升降舵;δL為直接升力舵面;δT為自動(dòng)油門(mén)位置;C為選擇輸出矩陣。

模型對(duì)象選擇某型當(dāng)代典型的電傳飛機(jī),選取的模擬狀態(tài)點(diǎn)為H=1 000 m,Ma=0.3。首先進(jìn)行內(nèi)回路設(shè)計(jì),然后將模型對(duì)象進(jìn)行等效擬配,得到的模態(tài)參數(shù)即可作為內(nèi)回路期望配置的特征結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)[6-7]。

1.2 模型對(duì)象的等效擬配

現(xiàn)代電傳飛機(jī)的飛控系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的高階系統(tǒng),通常將縱向或橫向的高階飛機(jī)等效為具有特定形式的低階等效飛機(jī),然后再利用低階等效系統(tǒng)按照軍用規(guī)范進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估。

目標(biāo)模型縱向等效擬配的等效二階模型為:

(2)

從式(2)可以看出,該模型的增益為-0.6695，1/Tθ2為1/1.0805 s,時(shí)間延遲項(xiàng)為0.0346s,阻尼比為0.6887,短周期頻率為1.9002 rad/s。

1.3 內(nèi)回路參數(shù)設(shè)計(jì)

內(nèi)回路設(shè)計(jì)的目的是匹配模型的短周期頻率ωsp,阻尼比ζsp,ny/α以及長(zhǎng)周期頻率ωp。由迎角和俯仰角速度到升降舵的反饋匹配模型對(duì)象的頻率和阻尼比;由迎角到直接升力面的反饋匹配ny/α;由速度到油門(mén)桿的反饋匹配長(zhǎng)周期頻率。由迎角至升降舵的反饋KαLz改變短周期頻率;由俯仰角速度至升降舵反饋Kqzc改變短周期阻尼比;由駕駛桿指令增益KFz調(diào)整短周期響應(yīng)幅值大小。內(nèi)回路原理框圖如圖1所示。

圖1 內(nèi)回路原理框圖Fig.1 Principle frame of inner loop

增益參數(shù)計(jì)算時(shí),采用系數(shù)對(duì)比法可確定KFz=0.0940,Kqzc=-0.1391,KαLz=-0.0195。將此組增益代入Simlink中進(jìn)行仿真計(jì)算,并對(duì)參數(shù)進(jìn)行微調(diào),最終確立的補(bǔ)償回路參數(shù)為:KFz=0.0940,Kqzc=-0.18,KαLz=-0.1。

長(zhǎng)周期傳遞函數(shù)頻率和阻尼比可表達(dá)為:

1.4 跟蹤回路設(shè)計(jì)

外回路跟蹤環(huán)設(shè)計(jì)是在內(nèi)回路參數(shù)已確定的條件下,根據(jù)系統(tǒng)的跟蹤精度和跟蹤性能而進(jìn)行參數(shù)設(shè)計(jì)。當(dāng)僅引入模型與原型機(jī)狀態(tài)誤差進(jìn)行反饋時(shí),在階躍輸入下會(huì)引起穩(wěn)態(tài)誤差,所以此時(shí)引入積分項(xiàng)消除穩(wěn)態(tài)誤差。對(duì)于理想的跟蹤環(huán),希望系統(tǒng)呈現(xiàn)出高頻大阻尼的特性,必要時(shí)可引入微分項(xiàng),從而使跟蹤回路構(gòu)成PID跟蹤環(huán)。通過(guò)加入跟蹤環(huán),可以取得理想的跟蹤效果。原型飛機(jī)與模型飛機(jī)的縱向短周期特性如表1所示。

表1 縱向短周期特性Table 1 Longitudinal short period characteristic

2 仿真結(jié)果及分析

本文的控制律仿真試驗(yàn)在飛行仿真室的通用變穩(wěn)地面試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行,該地面試驗(yàn)仿真平臺(tái)主要包括:座艙操縱系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、計(jì)算機(jī)/網(wǎng)路系統(tǒng)和控制臺(tái)系統(tǒng)。試驗(yàn)任務(wù)為進(jìn)場(chǎng)著陸模擬,在場(chǎng)高100 m時(shí),進(jìn)行糾偏著陸,對(duì)準(zhǔn)另一條跑道完成進(jìn)場(chǎng)。仿真結(jié)果如圖2所示,圖中給出了在下降過(guò)程中進(jìn)行糾偏時(shí)的跟蹤效果,其中迎角為基于平衡狀態(tài)的迎角增量。由于此過(guò)程中速度變化僅為5 km/h,所以圖中未顯示速度的跟蹤效果。

從仿真結(jié)果可以看出,該控制律具有良好的跟蹤效果,跟蹤誤差在5%以?xún)?nèi)。同時(shí),利用經(jīng)典控制理論設(shè)計(jì)的橫航向控制律也滿(mǎn)足跟蹤要求。

圖2 跟蹤效果圖Fig.2 Tracking effect

3 結(jié)束語(yǔ)

本文采用經(jīng)典控制理論、基于線(xiàn)性小擾動(dòng)模型設(shè)計(jì)了進(jìn)場(chǎng)著陸段的模型跟蹤控制律,通過(guò)仿真試驗(yàn)驗(yàn)證了該控制律具有良好的跟蹤效果。對(duì)于多自由度的空中飛行模擬任務(wù),通過(guò)對(duì)控制律的精心設(shè)計(jì),可以在滿(mǎn)足跟蹤精度的同時(shí),使系統(tǒng)具有良好的閉環(huán)穩(wěn)定性。該工作為下階段建設(shè)五自由度變穩(wěn)飛機(jī)提供了一套有效的設(shè)計(jì)方法。

[1] 周自全,張子彥.飛行品質(zhì)和飛行安全[J].飛行力學(xué),2009,27(2):1-6.

[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),2005,23(2):19-22

[3] 劉興堂,呂杰,周自全.空中飛行模擬器[M].北京:航空工業(yè)出版社,2003:185-186.

[4] 湯連剛,李存寶.變穩(wěn)飛機(jī)和飛行品質(zhì)試飛的體會(huì)和評(píng)述[J].飛行力學(xué),1989,7(4):87-91.

[5] Nield IV G C.A model-following technique for insensitive aircraft control systems[R].ADA-106742,1963.

[6] Motyka P R.The theory and flight verification of the model-following control system for the air force total in-flight simulator[R].AIAA-71-961,1971.

[7] Motyka P R.A classical approach to the design of model-following control systems[R].AIAA-74-0913,1974.

[8] 徐鑫福,馮亞昌.飛機(jī)飛行操縱系統(tǒng)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,1989:99-100.

Designofmodel-followingcontrollawforapproachandlanding

ZHANG Zhe, QI Sheng-jun, WANG Feng

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

In-flight simulation in the stage of approach and landing focuses on the simulation of some important parameters, such as angle of attack, flight-path angle, pitch rate and so on. According to the similarity criterion, longitudinal control law includes the control of elevator, direct lift and automatic throttle. This paper describes the design of model-following control law in terms of classical control theory. Digital simulation results by Simlink show that the control law could meet the requirements of model-following, which is a feasible attempt for control law design of variable stability aircraft.

variable stability aircraft; in-flight simulation; classical control theory; model-following

V212.1; V249.1

A

1002-0853(2013)05-0447-03

2012-12-27;

2013-06-04; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-08-21 16:15

張喆(1985-)，男，陜西扶風(fēng)人，助理工程師，碩士研究生，主要從事飛行力學(xué)、飛行控制等方面研究。

(編輯：李怡)