電傳飛行控制系統(tǒng)飛機飛行員誘發(fā)振蕩機理研究

張喆++韓意新

摘 要：隨著航空技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代航空器普遍采用高增益電傳飛行控制系統(tǒng)，其一方面使飛機飛行品質(zhì)不斷提高，但另一方面又使飛機的飛行動力學(xué)特性越來越復(fù)雜。美國國家研究委員會對裝備有電傳飛行控制系統(tǒng)飛機進行了專門研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)幾乎所有部分或全部裝備有電傳飛行控制系統(tǒng)的飛機在研發(fā)過程中都曾遭遇過駕駛員誘發(fā)振蕩（Pilot Induced Oscillations，PIO）事件[1-2]，甚至誘發(fā)了嚴(yán)重的飛行事故。PIO已成為威脅電傳飛機飛行安全的重要因素[3]。文章以電傳飛機人機閉環(huán)系統(tǒng)為研究對象，探究電傳操縱飛機中誘發(fā)PIO產(chǎn)生的關(guān)鍵影響因素，分析人機閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性的變化規(guī)律，揭示PIO產(chǎn)生的機理，為新型電傳飛控系統(tǒng)設(shè)計、試飛等提供參考。

關(guān)鍵詞：電傳飛行控制系統(tǒng)；飛行員誘發(fā)振蕩；機理

1 電傳飛行控制系統(tǒng)模型

電傳操縱系統(tǒng)是指利用電氣信號形成操縱指令，通過電線（電纜）實現(xiàn)飛行員對飛機運動進行操縱（控制）的飛行控制系統(tǒng)[4]。工程界比較一致的觀點是：“利用反饋控制原理而使飛行器運動成為被控參量的電氣飛行控制系統(tǒng)”[5]。某型飛機的電傳操縱系統(tǒng)是模擬式四余度電傳操縱系統(tǒng)[6]，如圖1所示，該型飛機縱向電傳控制系統(tǒng)組成包括：

（1）電信號指令通路

電信號相較于機械位移信號在傳遞過程中具有獨特的優(yōu)勢：允許按照控制率設(shè)計添加各種校正環(huán)節(jié)，包括典型的位移和速率限制、PID控制、信號濾波、參數(shù)調(diào)整，幅值和相位補償與限制等手段，能夠方便的設(shè)計系統(tǒng)品質(zhì)?；陔娦盘柕膬?yōu)越傳輸方式，電傳操控系統(tǒng)依靠電信號指令傳遞各種信號，從而避免了傳動機械操縱系統(tǒng)重量大、效率低的弊端。與機械操縱系統(tǒng)的本質(zhì)區(qū)別是，駕駛員通過電傳操控系統(tǒng)直接指令飛機的響應(yīng)，舵面偏轉(zhuǎn)角度和速率僅成為控制環(huán)節(jié)的中間過程，避免了駕駛員直接操縱舵面帶來的駕駛員負荷過大的弊端。

（2）前向通路

前向通路能夠提供快速的操縱響應(yīng)，使駕駛員能夠快速感受到飛機的變化。駕駛員給出操縱指令，經(jīng)濾波器輸出后與反饋信號綜合（一般包括法向過載、迎角和俯仰角速率），通過迎角等限制環(huán)節(jié)，進入增益調(diào)節(jié)環(huán)節(jié)。隨著飛行狀態(tài)的改變（包括飛行速度和飛行高度等參數(shù)），開環(huán)增益不斷變化，通常通過預(yù)設(shè)的插值表實現(xiàn)，目的是獲得最佳的舵面操縱效率，其作用相當(dāng)于傳統(tǒng)機械操縱系統(tǒng)中的系統(tǒng)力臂調(diào)節(jié)器。該設(shè)計對人機閉環(huán)系統(tǒng)的操縱穩(wěn)定性至關(guān)重要。

（3）反饋通路

閉環(huán)操縱是確保電傳操縱系統(tǒng)穩(wěn)定的前提條件。對于飛機的縱向運動環(huán)節(jié)，通常選取法向過載、迎角和俯仰角速率進行反饋。通過前向通路和反饋通路，實現(xiàn)電傳操縱系統(tǒng)的控制增穩(wěn)功能?？v向反饋信號的增益依據(jù)飛機構(gòu)型和飛行狀態(tài)的不同而插值得出。反饋信號經(jīng)過濾波器過濾噪聲信號并疊加，與前向通路中的過載指令信號綜合構(gòu)成了控制增穩(wěn)回路。

2 電傳飛控系統(tǒng)與PIO的矛盾聯(lián)系

在電傳飛控系統(tǒng)中，對PIO產(chǎn)生影響的系統(tǒng)參數(shù)頗多，有的影響系統(tǒng)傳輸信號的幅值，有的影響傳輸信號的相位差，有的對兩者都有影響。這些潛在的影響因素包括：桿力特性，系統(tǒng)傳動系數(shù)與增強系統(tǒng)增益，飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換，有效飛機過度時間延遲，非線性因素等。

2.1 人工感覺系統(tǒng)與PIO的聯(lián)系

具有現(xiàn)代操縱系統(tǒng)的飛機已將氣動舵面載荷與駕駛桿進行了隔離，使駕駛員無法感受操縱力的大小，為此需用“人工感覺系統(tǒng)”提供必要的“人工感覺”，模擬駕駛員操縱力與操縱面位置之間的動態(tài)反饋關(guān)系。

圖2是兩種感力系統(tǒng)階躍滾轉(zhuǎn)及滾轉(zhuǎn)加速度的時間響應(yīng)曲線。其中快感力系統(tǒng)C的響應(yīng)具有急劇變化的初始加速度，駕駛員飛行品質(zhì)評分等級為7，并呈現(xiàn)PIO趨勢，慢感力系統(tǒng)D的響應(yīng)加速度峰值較小，并且具有較小的初始延遲滾轉(zhuǎn)加速度變化率。對駕駛員來說，由感力系統(tǒng)濾波器產(chǎn)生的高頻衰減是有益的，并使飛行品質(zhì)明顯變好。在兩個系統(tǒng)總的時間延遲相同的條件下，后者的駕駛員評分為4級，這表明由于感力系統(tǒng)的這種平滑效應(yīng)，使時間延遲的允許容限增加了。這些實驗數(shù)據(jù)進一步表明了允許時間延遲看來是初始響府形狀的函數(shù)。起濾波器作用的感力系統(tǒng)可能減小了加速度的變化率，進而增加了時間延遲的允許容限。

2.2 飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換與PIO的聯(lián)系

現(xiàn)代先進飛行控制系統(tǒng)通常具備多種控制模態(tài)，飛行員異常的大幅值操縱指令可能誘發(fā)飛機有效動力學(xué)構(gòu)型的突然變化，而在有效飛機動力學(xué)構(gòu)型的轉(zhuǎn)換過程中，可能引發(fā)PIO問題。當(dāng)前，尚未有合適的理論和數(shù)學(xué)模型闡述PIO與飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換之間的聯(lián)系。美國的T-33教練機發(fā)生過一起典型的由飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換引發(fā)的PIO問題，其機載設(shè)備完整地記錄下了當(dāng)時的飛行數(shù)據(jù)，如圖3所示。PIO發(fā)生初期，飛機縱向遇到高頻低幅值振蕩，飛行員嘗試切斷俯仰增穩(wěn)并控制飛機。但在7.4rad/s的周期內(nèi)飛機法向過載迅速變化，其差值到達了10個過載，PIO問題迅速發(fā)展。

根據(jù)記載數(shù)據(jù)的事后地面仿真，誘發(fā)該PIO事件的主要原因是有效飛機動力學(xué)的轉(zhuǎn)換和飛機員動力學(xué)特性的變化。俯仰增穩(wěn)器的切斷引發(fā)了第一次有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換，其后又發(fā)生了兩次轉(zhuǎn)換。該飛機的飛控系統(tǒng)包含了人感系統(tǒng)和有效配重系統(tǒng)以獲得合適的桿力梯度。配重系統(tǒng)不僅提供了合適的桿力梯度，也構(gòu)造了一個機械反饋回路。駕駛員操縱飛控系統(tǒng)時必須面對包含駕駛員桿力梯度、配重、摩擦等的實際飛行動力學(xué)特性。圖4給出了T-38教練機包含配重情況下的主控制系統(tǒng)。圖5給出了配重系統(tǒng)是否連入回路兩種情況下的俯仰桿力頻域特性。根據(jù)圖5分析，配重系統(tǒng)連通時，駕駛員能夠大幅值操縱，未連通時其操縱幅值與系統(tǒng)摩擦力相當(dāng)。配重降低了系統(tǒng)低頻增益值，通過反饋降低了短周期阻尼比。由于這一改變導(dǎo)致中性穩(wěn)定頻率處的最大駕駛員增益變化異常，無配重反饋時的增益為有配重情況下的4倍，這一異常變化在有效動力學(xué)突變時，要求飛行員能夠適應(yīng)增益的劇烈非線性變化。

2.3 系統(tǒng)時間延遲與PIO的聯(lián)系

時間延遲是駕駛員桿力輸入到飛機開始響應(yīng)之間的停滯時間。這種形式的時間延遲，根據(jù)測量方法的不同，常被稱為“等效”或“有效”時間延遲。每種方法所測得的結(jié)果都是駕駛員感受到的停滯時間的一種近似。時間延遲是由各種原因造成的。大部分時間延遲是由于現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的復(fù)雜性導(dǎo)致大量動態(tài)環(huán)節(jié)的串聯(lián)，從而使飛機對駕駛員操縱的初始響應(yīng)中引進了一種可覺察到的時間延遲。

具有小的時延是好的飛行品質(zhì)的關(guān)鍵。多數(shù)飛行控制系統(tǒng)研制得到的經(jīng)驗是時延必須很小。當(dāng)遇到高增益的操縱任務(wù)（如空中加油、瞄準(zhǔn)、精確著陸等任務(wù)）時，稍大的時間延遲將會引起駕駛員的不良反應(yīng)，并可能危及這些任務(wù)的完成。MIL-F-8785C規(guī)范給出了時間延遲的等級規(guī)定。對駕駛員作出的階躍操縱力輸入，飛機的響應(yīng)不應(yīng)呈現(xiàn)出超過下列數(shù)值的時間延遲：1級：≤0.1s；2級：≤0.2s；3級：≤0.25s。

“企業(yè)號”航天飛機在一次近進與著陸過程中，發(fā)生了典型的PIO事件，事件過程如圖6所示。

這起PIO事件包含了兩個縱向PIO過程（姿態(tài)過程和軌跡過程）。軌跡控制是該起PIO事件的主要因素。飛機有效延遲是PIO事件的關(guān)鍵因素，通過計算，信號經(jīng)濾波器、高頻飛機模態(tài)、舵機系統(tǒng)和數(shù)字系統(tǒng)產(chǎn)生的延遲的綜合達到了0.27s，已經(jīng)大于MIL-F-8785C規(guī)范中給出的3級飛行品質(zhì)要求的延遲時間，過大的時間延遲導(dǎo)致了PIO發(fā)生。

2.4 非線性因素與PIO的聯(lián)系

在整個電傳飛行控制系統(tǒng)中常會發(fā)現(xiàn)速率限制環(huán)節(jié)和位置限制環(huán)節(jié)等非線性因素，如圖7所示。前向通道中非線性限制環(huán)節(jié)與線性控制系統(tǒng)環(huán)節(jié)相串聯(lián)，在反饋通道中也存在非線性限制環(huán)節(jié)。在經(jīng)典案例里，駕駛員座艙控制限制（如駕駛桿）發(fā)生作用時，相對應(yīng)的控制面限制（如升降舵）將同樣發(fā)生作用。如此為的是確保飛機獲得最大機動能力。

YF-22A在1992年4月25日低空復(fù)飛過程中發(fā)生嚴(yán)重PIO，導(dǎo)致飛行事故。該嚴(yán)重PIO事件便是由于速率限制飽和誘發(fā)的，事故數(shù)據(jù)記錄如圖8所示，Gibson相位速率準(zhǔn)則評估結(jié)果如圖9所示，帶寬準(zhǔn)則評估結(jié)果如圖10所示。

3 結(jié)論

本文建立了飛機電傳控制系統(tǒng)模型，通過構(gòu)建的模型發(fā)現(xiàn)電傳系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜，這就使得它與PIO的發(fā)生具有密切聯(lián)系。電傳控制中存在著多種可能觸發(fā)PIO的因素，如人工感覺系統(tǒng)、控制模態(tài)轉(zhuǎn)換、時間延遲、非線性等。通過研究上述因素與PIO間的聯(lián)系，并進行案例剖析加深了對這種聯(lián)系的認知。通過對電傳控制系統(tǒng)與PIO聯(lián)系的深刻理解，為改進控制系統(tǒng)設(shè)計來抑制PIO的發(fā)生奠定了堅實的理論基礎(chǔ)。

參考文獻

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