提高乘坐品質(zhì)的大型民用飛機(jī)高度控制模態(tài)設(shè)計(jì)

摘 要：現(xiàn)代大型民用飛機(jī)對(duì)自動(dòng)飛行高度控制模態(tài)的乘坐品質(zhì)有較高的要求。該文針對(duì)傳統(tǒng)高度控制模態(tài)中固定改平高度方法的缺點(diǎn)，提出了采用改平高度預(yù)估器的設(shè)計(jì)方法。該方法根據(jù)當(dāng)前飛機(jī)的空速、航跡角和過(guò)載限制計(jì)算出合適的改平高度，理論分析和仿真結(jié)果均表明該方法可以根據(jù)期望的飛機(jī)過(guò)載改平飛機(jī)，并且無(wú)超調(diào)地捕獲目標(biāo)高度，可以有效地提高飛機(jī)的乘坐品質(zhì)。

關(guān)鍵詞：大型民用飛機(jī) 自動(dòng)飛行 高度控制 改平高度預(yù)估器

中圖分類(lèi)號(hào)：TP911 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）08（b）-0015-03

現(xiàn)代大型民用飛機(jī)對(duì)乘坐品質(zhì)提出了很高的要求，舒適的乘坐品質(zhì)對(duì)大型民用飛機(jī)型號(hào)的商業(yè)成功起著至關(guān)重要的作用。

自動(dòng)飛行高度控制模態(tài)是指自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)飛行員選定的目標(biāo)高度和垂直模態(tài)，自動(dòng)地控制飛機(jī)爬升或下降到目標(biāo)高度。該過(guò)程通常包括三個(gè)階段：垂直模態(tài)激活、高度捕獲子模態(tài)、高度保持子模態(tài)，如圖1所示。

垂直模態(tài)激活是指飛行員激活一種垂直方向的模態(tài)去捕獲目標(biāo)高度，如航跡角模態(tài)、垂直速率模態(tài)和高度層改變模態(tài)，具體的介紹可以參考相關(guān)的飛機(jī)飛行手冊(cè)[1-2]。當(dāng)飛機(jī)通過(guò)某一垂直模態(tài)到達(dá)啟動(dòng)捕獲高度時(shí)，飛機(jī)進(jìn)入高度捕獲子模態(tài)，此時(shí)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)盡量將飛機(jī)從爬升/下降狀態(tài)改變到接近平飛狀態(tài)，使飛機(jī)能夠平緩地進(jìn)入后續(xù)的高度保持子模態(tài)；當(dāng)飛機(jī)到達(dá)啟動(dòng)保持高度時(shí)，飛機(jī)將保持飛行員選定的目標(biāo)高度。

高度控制模態(tài)的乘坐品質(zhì)主要體現(xiàn)在飛機(jī)的法向過(guò)載。當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，飛機(jī)法向過(guò)載為1 g；當(dāng)法向過(guò)載的變化在±0.2 g以?xún)?nèi)時(shí)，乘客感覺(jué)相對(duì)舒適；當(dāng)法向過(guò)載變化超過(guò)±0.3 g時(shí)乘客會(huì)感覺(jué)到明顯的不適。因此，飛機(jī)在機(jī)動(dòng)時(shí)應(yīng)當(dāng)對(duì)法向過(guò)載進(jìn)行限制。在垂直模態(tài)激活階段，飛機(jī)通常是近似沿直線(xiàn)進(jìn)行穩(wěn)定爬升或下降，不會(huì)引起乘客不適；在高度捕獲子模態(tài)，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)將控制飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)，將飛機(jī)從爬升/下降狀態(tài)改變到平飛狀態(tài)，從而會(huì)產(chǎn)生法向過(guò)載變化，而過(guò)大法向過(guò)載變化將引起乘客不適；在高度保持階段，飛機(jī)通常只需要較小的過(guò)載變化以抵抗風(fēng)對(duì)飛機(jī)高度的影響。

1 傳統(tǒng)高度控制模態(tài)固定改平方法

傳統(tǒng)的自動(dòng)飛行高度捕獲啟動(dòng)閾值是固定值。以空客公司的A320飛機(jī)為例，當(dāng)飛機(jī)當(dāng)前高度與目標(biāo)高度相差130 ft時(shí)，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)從激活的垂直模態(tài)切換到高度捕獲子模態(tài)[3]。因此，在較大的飛行速度和/或航跡角下，如果期望在目標(biāo)高度能夠改平飛機(jī)，則需要很大的改平過(guò)載從而降低飛機(jī)的乘坐品質(zhì)；如果使用限制飛機(jī)過(guò)載的方法，則有可能不足以在目標(biāo)高度改平飛機(jī)，使飛機(jī)在目標(biāo)高度處產(chǎn)生振蕩，降低高度控制的精度，如圖2所示。

2 高速改平預(yù)估器設(shè)計(jì)

針對(duì)上文分析的傳統(tǒng)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)固定捕獲高度閾值的缺點(diǎn)，該文提出了采用高度改平預(yù)估器的高度捕獲模態(tài)設(shè)計(jì)方法。根據(jù)期望的改平過(guò)載增量限制（如±0.2 g）可以計(jì)算出合適的高度捕獲閾值，如圖3所示。

已知飛機(jī)當(dāng)前的真空速、航跡角以及期望的過(guò)載限制，可以得到飛機(jī)在該飛行狀態(tài)和過(guò)載限制下改平產(chǎn)生的航跡弧線(xiàn)其半徑為：

（1）

其中為飛機(jī)質(zhì)量，為離心力。

根據(jù)幾何關(guān)系和目標(biāo)高速，可以得到高度捕獲閾值為：

（2）

注意到飛機(jī)爬升改平時(shí)過(guò)載為負(fù)值。

3 高度控制模態(tài)方案

飛行員在設(shè)定目標(biāo)高度后需要激活一種垂直方式（如航跡角模態(tài)）去捕獲目標(biāo)高度。此時(shí)高度控制模態(tài)并不直接控制飛機(jī)，而是提供高度捕獲閾值。當(dāng)飛機(jī)當(dāng)前高度到高度捕獲閾值時(shí)，飛機(jī)接通高度捕獲子模態(tài)。飛機(jī)接通高度捕獲子模態(tài)利用航跡角模態(tài)作為內(nèi)回路去捕獲目標(biāo)高度。達(dá)其功能結(jié)構(gòu)如圖4所示（Nz指令給主飛控C*U、Nz、Nz*U控制律）。

航跡角模態(tài)能夠自動(dòng)地計(jì)算出改變飛機(jī)航跡所需的過(guò)載指令并發(fā)送給飛機(jī)主飛行控制系統(tǒng)。飛機(jī)的主飛行控制系統(tǒng)根據(jù)過(guò)載指令能夠計(jì)算出改變飛機(jī)過(guò)載所需的升降舵偏度。因?yàn)樵缙陲w機(jī)從傳感器直接獲取滿(mǎn)足可靠性和實(shí)時(shí)性要求的航跡角較為困難，傳統(tǒng)的自動(dòng)飛行控制高度捕獲子模態(tài)和高度保持子模態(tài)通常采用俯仰角控制模態(tài)作為內(nèi)回路。這種以俯仰角控制為內(nèi)回路的設(shè)計(jì)在進(jìn)入高度保持子模態(tài)時(shí)，通常還要設(shè)定一個(gè)高度保持子模態(tài)進(jìn)入閾值。例如A320飛機(jī)高度超過(guò)，經(jīng)過(guò)1.25 s之后需要接通積分器以進(jìn)入高度保持子模態(tài)。這是由于俯仰角控制模態(tài)作為高度保持的內(nèi)回路時(shí)有靜差系統(tǒng)，因此需要增加積分器消除靜差；該文采用航跡角控制作為高度控制的內(nèi)回路，能夠在高度捕獲末段直接進(jìn)入高度保持模態(tài)且能夠滿(mǎn)足到無(wú)靜差要求，只需要在飛機(jī)高度超過(guò)時(shí)進(jìn)行相應(yīng)的模式通告即可。

高度捕獲/保持子模態(tài)如圖5所示。

其中為高度比例增益，為高度速率反饋增益，為航跡角比例增益，為航跡角速率反饋增益，是高度捕獲/保持子模態(tài)產(chǎn)生的內(nèi)回路航跡角指令。在高度捕獲子模態(tài)，由于當(dāng)前高度和目標(biāo)高度之前差值較大，高度捕獲/保持模態(tài)通道上的航跡角指令和過(guò)載指令均達(dá)到限幅值。以爬升為例，飛機(jī)將以限定的過(guò)載進(jìn)行改平。

在高度保持子模態(tài)，由于當(dāng)前高度和目標(biāo)高度之間的差值減小，高度捕獲/保持模態(tài)通道上的航跡角指令和過(guò)載指令沒(méi)有達(dá)到限幅值。整個(gè)回路構(gòu)成閉環(huán)反饋動(dòng)態(tài)系統(tǒng)，飛機(jī)將保持目標(biāo)高度飛行。

4 仿真結(jié)果

首先利用文獻(xiàn)[4]和[5]中介紹的方法建立飛機(jī)仿真驗(yàn)證環(huán)境，采用上文介紹的方法設(shè)計(jì)飛機(jī)的高度控制模態(tài)。初始化當(dāng)前飛機(jī)的高度層為FL300（30000英尺），速度為馬赫數(shù)0.82，目標(biāo)高度層為FL390（39000英尺）；采用航跡角模態(tài)作為激活的垂直模態(tài)捕獲目標(biāo)高度，航跡角設(shè)定為+3度爬升；在此過(guò)程中飛機(jī)接通自動(dòng)油門(mén)以保持空速不變。該文提出的基于高度改平預(yù)估器的高度控制方法和固定高度捕獲閾值的方法，其高度相應(yīng)曲線(xiàn)和過(guò)載響應(yīng)對(duì)比曲線(xiàn)如圖6、圖7和圖8所示。

從圖6航跡角響應(yīng)曲線(xiàn)中可以看出，三種高度控制的方法都是預(yù)先建立穩(wěn)態(tài)的3度航跡角使飛機(jī)爬升。

從圖7高度響應(yīng)曲線(xiàn)和圖8過(guò)載變化量響應(yīng)曲線(xiàn)中可以看出，固定目標(biāo)高度減130英尺的直接過(guò)載限制法能夠保證飛機(jī)不超過(guò)過(guò)載限制，但是會(huì)造成高度超調(diào)目標(biāo)高度；增大過(guò)載限制法能夠消除高度超調(diào)，但會(huì)增加飛機(jī)改平過(guò)載，降低飛機(jī)的乘坐品質(zhì)，再如采用更大的爬升航跡角捕獲高度，甚至?xí)斐沙丝偷膰?yán)重不適。

該文提出基于高度改平預(yù)估器的高度控制方法其預(yù)估改平高度為目標(biāo)高度減423英尺，改高度能保證飛機(jī)根據(jù)期望的過(guò)載改平，提高了飛機(jī)的乘坐品質(zhì)；同時(shí)在高度保持階段能夠無(wú)超調(diào)地跟蹤目標(biāo)高度，保證了高度保持子模態(tài)的控制精度。

5 結(jié)語(yǔ)

針對(duì)傳統(tǒng)高度控制模態(tài)中固定改平高度方法的缺點(diǎn)，該文使用改平高度預(yù)估器提高飛機(jī)的乘坐品質(zhì)，該方法可以根據(jù)期望的飛機(jī)過(guò)載改平飛機(jī)、無(wú)超調(diào)捕獲目標(biāo)高度。需要注意的是，不能盲目地為了提高乘坐品質(zhì)而過(guò)分地限制飛機(jī)機(jī)動(dòng)時(shí)的過(guò)載，因?yàn)轱w機(jī)需要足夠的過(guò)載能力以快速地捕獲目標(biāo)、抵抗紊流等外部大氣干擾。通常在高度捕獲子模態(tài)限制過(guò)載一般為0.2 g左右，在高度保持子模態(tài)一般為0.15 g左右。

參考文獻(xiàn)

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[2]Boeing.Boeing 737-800 Flight Operational Manual [Z].1997.

[3]魯?shù)婪颉げ剪斂撕浪?飛行控制[M].金長(zhǎng)江，譯.中國(guó)人民解放軍總裝備部，1999：416-418.

[4]Berndt，Jon S.，JSBSim.An Open Source Flight Dynamics Model in C++”[C]//AIAA Modeling and Simulation Technology Conference，Providence，RI， August，2004.

[5]Berndt，Jon S.Progress on and Usage of the Open Source Flight DynamicsModel Software Library，JSBSim[C]//.AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference，August，2009.