五自由度變穩(wěn)飛機(jī)研制關(guān)鍵技術(shù)研究

張喆++尤俊彬

摘 要：相較于三自由度空中飛行模擬，五自由度應(yīng)著重對(duì)飛機(jī)的俯仰角速率、航跡、迎角等參數(shù)進(jìn)行模擬。通過(guò)在地面模擬器上對(duì)變穩(wěn)控制律及飛機(jī)系統(tǒng)仿真試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，直接升力面舵效、閉環(huán)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性、操縱系統(tǒng)特性等方面均對(duì)模擬精度、評(píng)價(jià)效果產(chǎn)生影響。文章對(duì)這些方面展開(kāi)進(jìn)一步分析與研究，為今后的實(shí)際研制工作提供了一些有效的方法和準(zhǔn)則，加快我國(guó)在該領(lǐng)域的研究進(jìn)度。

關(guān)鍵詞：變穩(wěn)飛機(jī)；空中飛行模擬；研究

引言

五自由度變穩(wěn)飛機(jī)即在空中飛行時(shí)在五個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度上對(duì)模型對(duì)象進(jìn)行模擬。國(guó)外知名的五軸變穩(wěn)飛機(jī)有TIFS（后期升級(jí)成為六自由度變穩(wěn)飛機(jī)），VISTA等，它們主要是利用升降舵、襟翼（或稱襟副翼）、自動(dòng)油門、副翼、方向舵對(duì)飛機(jī)的俯仰角速率、過(guò)載（或是迎角）、速度、滾轉(zhuǎn)角速率、側(cè)滑角動(dòng)態(tài)變化進(jìn)行跟蹤。

本文作者利用半物理試驗(yàn)臺(tái)，對(duì)五自由度變穩(wěn)控制技術(shù)進(jìn)行研究和地面仿真。在地面調(diào)試時(shí)，發(fā)現(xiàn)直接升力舵效、控制律參數(shù)增益等均對(duì)模擬精度有較大影響。

本文首先推導(dǎo)線性模型跟蹤控制律的傳遞函數(shù)，分析控制律參數(shù)對(duì)控制精度的影響。利用頻域穩(wěn)定性分析方法分析了同時(shí)保持高模擬精度和系統(tǒng)穩(wěn)定性的增益調(diào)參方法。是變穩(wěn)飛機(jī)控制律設(shè)計(jì)的一次優(yōu)異嘗試。

1 線性模型跟蹤設(shè)計(jì)原理

對(duì)每一飛行狀態(tài)按小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程設(shè)計(jì)，本機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程表示為

從上述控制律公式可以看出，本機(jī)的控制系統(tǒng)中，有兩點(diǎn)影響跟蹤精度：（1）本機(jī)的舵面操縱效能。（2）反饋誤差增益。較大的操縱效能或反饋誤差增益，可以使Xm=X，m=成立，即達(dá)到理想的跟蹤效果。但由于舵機(jī)伺服回路非線性特性等的影響，較大的誤差反饋增益會(huì)引起飛控系統(tǒng)抖動(dòng)乃至發(fā)。因此模型跟蹤控制律的調(diào)參原則是：在不引起飛控系統(tǒng)不穩(wěn)定的情況下，盡量選取較大的反饋誤差增益。

2 直接升力面操縱效能影響

對(duì)于原型飛機(jī)，主要是利用襟翼作為直接升力面，來(lái)進(jìn)行法向軸的控制，該機(jī)的襟翼偏度為0°～20°，產(chǎn)生的直接升力較小。圖1所示為利用偏度范圍為0°～20°時(shí)完成的經(jīng)常模擬任務(wù)，可看出，隨著模型飛機(jī)的迎角運(yùn)動(dòng)范圍變大，當(dāng)變化至配平迎角的±5°時(shí)，已不能很好的跟蹤。

3 頻域穩(wěn)定的控制律調(diào)參方法

圖2是工程應(yīng)用中使用的模型跟蹤控制律框圖。為了減小本機(jī)與模型飛機(jī)的跟隨誤差，還引入了本機(jī)的狀態(tài)反饋（圖中的補(bǔ)償回路），調(diào)節(jié)本機(jī)的頻率、阻尼、操縱期望參數(shù)、滾轉(zhuǎn)時(shí)間常數(shù)等參數(shù)，其簡(jiǎn)化的閉環(huán)控制律為

u=KFX+KDUm+KPI（Xm-XP） （7）

其中KPI表示誤差反饋增益。此時(shí)的控制律原理框圖如圖2所示，其中補(bǔ)償回路表示KFX，前向指令表示KDUm，外回路跟蹤環(huán)表示KPI（Xm-XP）。

3.1 舵機(jī)伺服回路穩(wěn)定裕度概念

對(duì)于一個(gè)控制系統(tǒng)而言，有必要確定其是否穩(wěn)定。通常在實(shí)際工程中，利用頻率響應(yīng)法來(lái)考察系統(tǒng)穩(wěn)定性。其好處是：

（1）它全面的描述了飛機(jī)的動(dòng)態(tài)。

（2）它對(duì)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及階次未作任何內(nèi)在的假設(shè)。頻率響應(yīng)構(gòu)成了非參數(shù)模型。

（3）頻率響應(yīng)的定義可以針對(duì)穩(wěn)定系統(tǒng)也可針對(duì)不穩(wěn)定系統(tǒng)。

（4）當(dāng)飛機(jī)動(dòng)態(tài)是非線性時(shí)（如氣動(dòng)非線性、磁滯非線性，甚至作動(dòng)器飽和），用傅立葉變換得到的頻率響應(yīng)函數(shù)構(gòu)成了描述函數(shù)。即能最好的描述系統(tǒng)的非線性行為的線性模型。

3.2 離散傅立葉變換

4 仿真計(jì)算及結(jié)果分析

針對(duì)直接升力面操縱效能不足的情況，國(guó)外工程中使用的方法是增大飛機(jī)襟翼面積和增加襟翼的偏度范圍。在本文的仿真計(jì)算中，可以增大氣動(dòng)模塊中襟翼偏度范圍。具體做法是對(duì)襟翼舵效的進(jìn)行外插，以計(jì)算增加的偏度。

對(duì)于頻域穩(wěn)定的控制律增益調(diào)參，可從大到小設(shè)幾組參數(shù)，分別計(jì)算各組增益的幅值裕度和相位裕度，當(dāng)幅值裕度？叟6dB和相位裕度？叟45°作為增益參數(shù)的臨界值。以升降舵回路為例。表1為計(jì)算的各組參數(shù)的幅值裕度和相位裕度，圖3至圖5為各組參數(shù)的伯德圖。

其他各回路按此方法，能得出最佳控制律增益。

圖6為當(dāng)增大襟翼偏度范圍，選取最優(yōu)控制律增益的仿真結(jié)果。任務(wù)為進(jìn)場(chǎng)著陸段的模型跟蹤飛行，進(jìn)入狀態(tài)點(diǎn)為高度500米，速度為270Km/h，距機(jī)場(chǎng)距離為1Km，在場(chǎng)高100m時(shí)，進(jìn)行糾偏著陸，對(duì)準(zhǔn)另一條跑道完成進(jìn)場(chǎng)。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)數(shù)值仿真計(jì)算，分析了直接升力面舵效、閉環(huán)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性等方面對(duì)五自由度變穩(wěn)控制律的模擬精度、評(píng)價(jià)效果產(chǎn)生影響。通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)，提高直接升力面舵效、進(jìn)行控制律的精心調(diào)參設(shè)計(jì)能進(jìn)一步調(diào)高模擬精度和控制性能，對(duì)今后開(kāi)展科研工作起到有效幫助。

參考文獻(xiàn)

[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]George C. Nield IV， A Model-Following Technique for Insensitive Aircraft Control Systems， ADA-106742，1963.

[3]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.

[4]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.

[5]PAUL R. MOTYKA，The theory and flight verification of the model-following control system for the air force total in-flight simulator， AIAA Paper No.71-961，1971.

[6]PAUL R. MOTYKA， A Classical Approach to The Design of Model-Following Control Systems. AIAA Paper No.74-0913，1974.

[7]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.

[8]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)，1989，04（10）：87-91.