基于自動飛行控制系統(tǒng)的反應(yīng)型風(fēng)切變改出策略研究

宣東　宇漫霜

摘要：對大氣擾動下的大型飛機CATIII自動著陸控制律設(shè)計過程中應(yīng)對反應(yīng)型風(fēng)切變改出控制以及基于最優(yōu)和預(yù)測控制方法的飛機進場下滑干擾抑制進行了研究。通過典型飛行狀態(tài)模擬和動力學(xué)模態(tài)建模仿真，驗證了反應(yīng)型風(fēng)切變縱向改出的俯仰控制律、橫側(cè)改出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計的有效性。

關(guān)鍵詞：自動飛行控制系統(tǒng)；反應(yīng)式風(fēng)切變；風(fēng)場強度

DOIDOI：10.11907/rjdk.151133

中圖分類號：TP302

文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：16727800（2015）006001904

基金項目基金項目：

作者簡介作者簡介：宣東（1969-），男，浙江杭州人，上海飛機設(shè)計研究院高級工程師，研究方向為飛機設(shè)計及研制管理；宇漫霜（1970-），女，陜西西安人，民用飛機模擬飛行國家重點實驗室高級工程師，研究方向為飛行試驗驗證。

0 引言

低空風(fēng)切變、大氣紊流等非定常大氣擾動現(xiàn)象嚴重影響了飛機飛行品質(zhì)、乘坐品質(zhì)和飛行安全。據(jù)中國民航局統(tǒng)計，1949-2005年，由于大氣擾動及伴隨的惡劣天氣造成的飛行事故（含災(zāi)難性事故、一般事故）占總事故的30%以上[1]。據(jù)美國聯(lián)邦航空局（FAA）統(tǒng)計，在1960-2000年，由大氣擾動直接導(dǎo)致或間接影響的飛行事故比例為41%[2]。隨著飛機自身可靠性的不斷提高，由于環(huán)境因素導(dǎo)致的飛行事故比例正不斷上升。此外，飛機起飛離場和進場著陸時間約只占總飛行時間的5%，但有48%的飛行事故發(fā)生在該階段。這其中，由于低空風(fēng)切變造成機組情境意識缺失及判斷操作失誤的約占該階段事故的66%[3]。鑒于低空風(fēng)切變對飛機起降安全性的嚴重威脅，F(xiàn)AA、美國宇航局（NASA）、荷蘭德爾夫特技術(shù)大學(xué)（DFT）、加拿大多倫多大學(xué)（UTIAS）等許多著名的航空研究機構(gòu)就風(fēng)切變中人工操縱和自動改出控制策略進行了深入研究。在人工操縱改出方面，F(xiàn)AA推薦了PitchGuidance、DiveGuidance、AltitudeGuidance 3種典型的縱向改出策略[4]。盡管風(fēng)切變改出問題已研究多年，但并不是每次穿越風(fēng)切變飛行都能成功改出。

隨著大型商用飛機自身的安全性和自動化程度的不斷提高，可以通過設(shè)計高可靠性的自動著陸控制系統(tǒng)取代機組人工操作，降低人工操縱的復(fù)雜度和操作負荷。飛機在著陸進場階段若遭遇擾動風(fēng)或惡劣天氣，其飛行安全將遭受嚴重威脅。CATIII自動著陸系統(tǒng)可提高飛行的精確性和可靠性，同時降低飛行員的工作負荷，提高在惡劣氣象條件下進場著陸的安全性[6]。在CATIII自動著陸控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，研究反應(yīng)型低空風(fēng)切變的安全改出飛行策略，并加入到飛機自動飛行控制系統(tǒng)中，則具有很強的現(xiàn)實意義和工程實用價值。

1 含擾動風(fēng)影響的動力學(xué)建模

建立飛機六自由度動力學(xué)模型以準(zhǔn)確描述飛機空中運動的狀態(tài)，將對飛行仿真研究、控制律設(shè)計及驗證研究起到基礎(chǔ)性支撐作用。飛行動力學(xué)建模是飛行力學(xué)的經(jīng)典內(nèi)容，在此不再贅述，僅引用相關(guān)概念和公式。針對高亞音速民用飛機（Ma<0.9）作如下假設(shè)：①將飛機視為剛體，質(zhì)量是常數(shù)，重力加速度亦不隨高度變化；②將地面坐標(biāo)系視為慣性坐標(biāo)系，不考慮地球的公轉(zhuǎn)和自轉(zhuǎn)，且采用平面大地假設(shè)；③忽略發(fā)動機轉(zhuǎn)子的陀螺力矩效應(yīng)；④飛機機體坐標(biāo)系的OBxBzB平面為結(jié)構(gòu)對稱面，從而慣性積Ixy=Iyz=0。

飛機在空中的運動除受重力作用外，還受到空氣動力、發(fā)動機推力及外部擾動。在這些力和力矩的聯(lián)合作用下，飛機產(chǎn)生沿著三軸的平動和繞三軸的轉(zhuǎn)動。在飛行力學(xué)中，將飛機空中運動描述為質(zhì)心運動方程、運動學(xué)方程、力矩方程和導(dǎo)航方程在內(nèi)的12個狀態(tài)方程。再將建立的微下?lián)舯┝鲾_動風(fēng)矢量[Wx，Wy，Wz]T加入到相應(yīng)的方程中。

2 自動飛行控制律設(shè)計與驗證

2.1 用于縱向改出風(fēng)切變飛行的控制律設(shè)計與驗證

2.1.1 俯仰控制律設(shè)計

通過對FAA推薦的風(fēng)切變縱向改出策略分析可知，縱向改出風(fēng)切變的機動飛行主要通過控制飛機的俯仰角來實現(xiàn)。通過控制飛機的俯仰角速度，可實現(xiàn)俯仰角姿態(tài)控制。

俯仰控制律設(shè)計框圖如圖1所示。由俯仰角速度反饋構(gòu)成控制內(nèi)環(huán)，俯仰角反饋構(gòu)成外環(huán)。通過實時計算升降舵偏角，使俯仰角速度和角度分別跟蹤目標(biāo)角速度qc和角度θc。實際飛機是通過角速度陀螺和姿態(tài)陀螺儀實時測量反饋q和θ，本文僅使用簡化的比例環(huán)節(jié)表示其傳遞函數(shù)。

2.1.2 仿真驗證

將以上設(shè)計的俯仰控制律加入到動力學(xué)模型中進行非線性仿真，以進行控制律驗證。以V=76m/s、H=600m、γ=0為初始條件，將模型進行配平得到飛機的平飛狀態(tài)，模擬B747飛機在600m高度平飛，然后爬升到900m高度并保持一段時間后，再下降到600m高度保持平飛這一飛行過程來驗證俯仰控制律。具體仿真結(jié)果如圖2所示。

仿真過程中，飛機在600m高度保持平飛（如圖中前100s所示），之后令θc=5deg直至爬升至900m高度（如圖中100～156s所示）。保持平飛一段時間，再以θc=-2deg使飛機下降到600m高度并保持平飛（如圖中320～600s所示）。從仿真結(jié)果看出，俯仰角速度和角度均能夠較好地跟蹤指令信號，高度保持較好，實現(xiàn)良好的俯仰角姿態(tài)控制。

2.2 自動著陸控制律設(shè)計與驗證

2.2.1 下滑道跟蹤控制律設(shè)計

以俯仰控制律為基礎(chǔ)，進一步進行飛機高度和速度的控制，從而實現(xiàn)飛機自動著陸控制。自動著陸控制系統(tǒng)如圖3所示。在俯仰控制律的基礎(chǔ)上，加入速度和下滑道偏差的控制外環(huán)，以保證飛機進場著陸過程中，飛行速度和垂直速度穩(wěn)定，從而沿著預(yù)定的下滑道下滑。

由圖4可以看出，引入控制律后仍可使飛機水平平穩(wěn)飛行，接收到下滑控制指令后（γ=-2.5deg），飛機速度有所降低，俯仰角減小，進入下滑飛行狀態(tài)，此時迎角增大以維持必要的升力，使飛機保持在平穩(wěn)下滑飛行狀態(tài)。從平飛調(diào)整到下滑的平穩(wěn)狀態(tài)大約使用了30s的調(diào)整時間，30s后可以沿下滑道平穩(wěn)飛行。下滑控制仿真結(jié)果表明，下滑控制律設(shè)計正確。

2.2.3 拉平控制與仿真驗證

飛機在著陸之前，須通過拉平將下降率保持在0.6m/s以下，從而減輕著陸時的垂直沖擊。如圖5所示，在著陸前，要將飛機的航跡傾角從-γ變?yōu)?γR，須修正下滑道偏差d以實現(xiàn)飛機垂直速度改變。

在下滑控制中加入下滑修正量d，當(dāng)飛機下滑至15m以下時進行拉平控制，調(diào)節(jié)下降速度，使飛機可以拉平以備著陸。

仍以V=76m/s、H=450m、γ=0的初始條件進行模擬試驗。將拉平控制加入到下滑控制中，模擬飛機下滑-拉平-著陸的完整自動著陸過程。仿真結(jié)果如圖6所示。

從圖6中可以看出，飛機沿下滑道平穩(wěn)下降。在下降到15m以下時，進行拉平控制，飛機的飛行狀態(tài)發(fā)生變化，俯仰角增大，飛機下降速度降低，進入平緩的拉平階段，最終實現(xiàn)著陸。從飛機高度變化曲線可以很清楚地反映飛機下滑-拉平-著陸的整個過程。

下滑和拉平控制仿真表明，建立的動力學(xué)模型和控制律基本正確，可以實現(xiàn)飛機自動著陸。在此基礎(chǔ)上，可進行飛機進場著陸時改出風(fēng)切變的仿真分析。

2.3 用于橫側(cè)改出飛行的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計與驗證

2.3.1 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計

飛機的轉(zhuǎn)彎是在方向舵和副翼的共同作用下完成，根據(jù)這一特點，以升降舵和副翼為輸入，以偏航轉(zhuǎn)彎率和橫側(cè)加速度為輸出，進行轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計，如圖7所示。采用根軌跡設(shè)計法進行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計。

2.3.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎仿真驗證

將設(shè)計出的轉(zhuǎn)彎控制律加入到動力學(xué)模型中，模擬進行90deg轉(zhuǎn)彎，從而驗證轉(zhuǎn)彎控制律。將動力學(xué)模型配平在定直平飛狀態(tài)，12s后進行轉(zhuǎn)彎飛行，轉(zhuǎn)過90deg后再進入定直平飛狀態(tài)，仿真結(jié)果如圖8所示。

從圖8中可以看出飛行過程中，飛機的速度、迎角、俯仰角基本保持不變；俯仰角速度、側(cè)滑角速度保持為0。轉(zhuǎn)彎過程中，存在著一定的側(cè)滑（β=-1.17deg），偏航角速度約為1.17deg/s，轉(zhuǎn)彎完成后，偏航角轉(zhuǎn)過了90deg。從右下角的圖中可以看出，飛機完成90deg轉(zhuǎn)彎。以上仿真結(jié)果表明，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計是正確的。

3 結(jié)語

本文對大氣擾動下的大型飛機CATIII自動著陸控制律設(shè)計過程中應(yīng)對反應(yīng)型風(fēng)切變改出控制以及基于最優(yōu)和預(yù)測控制方法的飛機進場下滑干擾抑制進行了研究。應(yīng)用典型飛行狀態(tài)模擬和動力學(xué)模態(tài)建模仿真，驗證了反應(yīng)型風(fēng)切變縱向改出的俯仰控制律、橫側(cè)改出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計的有效性。

參考文獻：

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責(zé)任編輯（責(zé)任編輯：孫 娟）