民用飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設計方法研究綜述

譚茹

【摘 要】本文分析了國內(nèi)外民用飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀，并定義了橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)架構組成及功能。按照美國軍方現(xiàn)行的MIL-HDBK-1797飛行品質評定準則，確定了橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)品質評定范圍及指標，并進一步總結出橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)的主流設計方法，為我國未來民用飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設計開發(fā)及飛行品質的評定提供一定的參考。

【關鍵詞】民用飛機；橫航向；控制增穩(wěn)；設計方法

0 引言

控制增穩(wěn)和電傳操縱技術在美國、西歐等航空發(fā)達國家發(fā)展已相當成熟。20世紀60年代的軍用運輸機C-5A、C141等均采用了控制增穩(wěn)技術以改善飛機的飛行品質，并取得了成功。1986年投入運營的空客A320飛機，開啟了商用客機采用電傳操縱系統(tǒng)的新紀元。1995年，Boeing公司的B777飛機也采用了電傳操縱和主動控制技術。目前最先進的民用客機A380和B787也沿用了電傳操縱技術[1]。

國內(nèi)對于控制增穩(wěn)和電傳技術的理論和方法研究開展已久，并在作戰(zhàn)飛機上得到了應用。然而，國內(nèi)的研究對象大多局限在戰(zhàn)斗機等IV類飛機，運輸類飛機在飛機質量、幾何構型、機動性等方面與戰(zhàn)斗機有很大區(qū)別。隨著航空市場需求量的增加，國內(nèi)亦開始了自主知識產(chǎn)權的運輸機、民航客機的研制工作，而飛行控制系統(tǒng)也是與國外先進技術水平差距較大的領域之一。因此，系統(tǒng)地開展運輸類飛機的控制增穩(wěn)技術的理論和應用方法的研究具有實際的工程指導意義。

1 橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成及功能

1.1 增穩(wěn)系統(tǒng)

橫航向通道通過引入不同的反饋信號來改善相應的穩(wěn)定特性，包括動穩(wěn)定性（阻尼）和靜穩(wěn)定性，飛機典型的橫航向增穩(wěn)回路結構示意圖如圖1所示。

圖1 橫航向增穩(wěn)（SAS）示意圖

從圖1中可知，橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)（SAS）由橫向通道和航向通道共同構成，兩個通道需要同時引進增穩(wěn)信號才能保證其具有良好的模態(tài)特性。一般地，可在橫向通道中引入滾轉角速度p反饋來改善飛機的滾轉模態(tài)特性，引入滾轉角？準信號來改善螺旋模態(tài)特性。為了提高飛機在高空高速下的荷蘭滾阻尼比，需要在方向舵通道中引入經(jīng)過高通濾波器的偏航角速度r信號；為了提高飛機的振蕩頻率，可引入側滑角？茁反饋。若側滑角測量不準確時，可用側向過載ny來代替?zhèn)然切盘枴?/p>

1.2 控制增穩(wěn)系統(tǒng)

圖2 橫航向控制增穩(wěn)（CSAS）示意圖

控制增穩(wěn)系統(tǒng)（CSAS）是由增穩(wěn)系統(tǒng)（SAS）發(fā)展而來的，同時，還將飛行員操縱駕駛桿的指令信號變換為電信號，并經(jīng)過濾波、整形處理后引入到增穩(wěn)系統(tǒng)中，與飛機運動測量信號綜合后輸入到操縱面執(zhí)行機構[2]?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)的典型結構如上圖2所示。

如圖2所示，控制增穩(wěn)系統(tǒng)引入桿力前饋信號，補償飛機靜操縱性的下降，以使?jié)L轉操縱靈敏度滿足相應飛行品質的要求，通過控制律結構和參數(shù)的調整，可以保證全包線內(nèi)飛機具有同樣好的飛行品質。

1.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)功能

a.增穩(wěn)作用

控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的增穩(wěn)回路采用的反饋增益比單純的增穩(wěn)系統(tǒng)高。增穩(wěn)反饋回路可用于改善飛機的滾轉模態(tài)特性和高空高速時的荷蘭滾阻尼和頻率。機動指令（包括滾轉角變化率、側滑角等）反饋回路相當于處于最外環(huán)的反饋控制回路，同樣會對飛機的穩(wěn)定性帶來影響。

b.指令飛機響應

通過控制增穩(wěn)系統(tǒng)的前饋和反饋的設計，可以使得駕駛員的操縱指令不再與飛機的操縱面相對應，而是直接控制飛機的運動參數(shù)響應，即控制增穩(wěn)系統(tǒng)將直接控制飛機的響應（滾轉角速度、滾轉角和側滑角等）。

以副翼通道為例，前向通路通過一定的信號處理將駕駛員的桿力或桿位移信號轉化為飛機的機動指令信號ua，同時機動指令的實際響應值■a通過外環(huán)機動指令反饋回路與飛機的指令信號相綜合，得到指令誤差信號：uae=ua-■a，誤差信號經(jīng)過校正補償環(huán)節(jié)后輸入到飛機的執(zhí)行機構，使舵面向著消除信號誤差的方向偏轉，最終使飛機的實際響應跟蹤指令信號。機動指令信號的選取必須要符合飛機的操縱響應特性。例如，飛機的副翼操縱主要是產(chǎn)生滾轉角速度響應，在巡航飛行階段，為了使飛機的副翼操縱響應與未加控制增穩(wěn)前的飛機響應特性相近，這時選取飛機的滾轉角速度作為副翼通道的機動指令是駕駛員能夠接受的。

c.改善靜操縱性

只加入增穩(wěn)系統(tǒng)往往會降低飛機的靜操縱性，此時需要引入由桿力前饋信號構成的前向通道，由于前向通道駕駛桿輸入信號到副翼偏角的穩(wěn)態(tài)增益KF與機械通道駕駛桿輸入到升降舵偏角傳動比（增益）極性相同，且KF值可以通過指令梯度Kc調整，所以駕駛桿輸入前饋增加了駕駛桿輸入到升降舵偏角的穩(wěn)態(tài)增益，即增加了操縱量以補償由于增穩(wěn)反饋導致的閉環(huán)增益下降，從而改善了飛機的靜操縱性。

d.橫航向解耦

由于飛機橫向和航向運動耦合嚴重，駕駛員操縱負荷較重，例如，在轉彎機動中出現(xiàn)不協(xié)調運動，容易產(chǎn)生較大的側滑角，導致阻力的增加和導航的困難，因此飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)通常需要進行橫航向解耦設計，橫航向解耦通常需要達到的目標有，一是盡量消除在滾轉操縱中出現(xiàn)側滑響應，設計方法通常是增加副翼—方向舵交聯(lián)模塊；二是偏航操縱時具有正常的側滑角響應，由側滑角引起的滾轉趨勢可以通過副翼調節(jié)自動抵消，實現(xiàn)的方法是在副翼通道引入滾轉角速度信號。

2 橫航向飛行品質評定范圍

對于橫航向的飛行品質，根據(jù)民用飛機對象的特點，對其常見的飛行品質進行評定，主要包括[3]：

a.模態(tài)評定

主要包括了滾轉模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)。

b.操縱效能評定

（1）滾轉軸操縱效能評定

MIL-HDBK-1797規(guī)定了諸多關于滾轉操縱特性方面的要求，這里僅就其中常用的要求做出相應的評定。即采用給定時間內(nèi)滾轉角變化來描述飛機的滾轉操縱性能，一般通過計算飛機在滿駕駛桿（盤）力下達到30°滾轉角的變化時間來評定。

（2）定常側風著陸下的偏航軸操縱效能

航向操縱特性應使駕駛員能夠平衡偏航力矩和控制偏航與側滑。航向操縱腳蹬力的靈敏度應當足夠的高，使航向操縱力的要求得以滿足，并且在不用非常大的腳蹬力時便可以獲得滿意的協(xié)調性。同時，操縱的靈敏度也不應過高，以免偶然不適當?shù)牟倏v輸入就會嚴重地降低飛機的飛行品質等級[4]。

3 橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設計方法

在控制系統(tǒng)設計方面，隨著飛機結構變的復雜、新的控制舵面和矢量推力等技術的應用，利用現(xiàn)代控制理論方法設計飛行控制系統(tǒng)的多變量控制理論得到發(fā)展與應用。目前，經(jīng)過分析和設計驗證表明，適于飛控系統(tǒng)的現(xiàn)代設計方法主要有以下幾種[5]：

a.最優(yōu)二次型設計方法

最優(yōu)二次型設計方法包括輸出反饋的最優(yōu)二次型、顯模型跟蹤及隱模型跟蹤最優(yōu)二次型等，是用于飛行控制系統(tǒng)設計較早、較多且較成熟的一種方法。采用最優(yōu)控制技術設計的優(yōu)點主要有（1）設計是基于系統(tǒng)的狀態(tài)變量模型，狀態(tài)變量模型比傳遞函數(shù)的描述包括更多的系統(tǒng)信息，從而容易得到完善的控制系統(tǒng)性能；（2）設計時采用一個數(shù)學上準確的性能指標來描述系統(tǒng)的性能規(guī)范，從這個性能指標出發(fā)，便可求得系統(tǒng)的控制增益矩陣，這相當于同時閉合了多個控制回路并使各控制回路的性能自動地協(xié)調。

b.LQG/LTR方法

最優(yōu)二次高斯/回路傳遞函數(shù)（LQG/LTR）方法近年在學術界及工業(yè)界均很流行。線性二次高斯（LQG）最優(yōu)控制方法是一種基于狀態(tài)觀測器的線性最優(yōu)控制方法，能處理有附加噪聲影響或狀態(tài)不能直接測量的線性系統(tǒng)控制問題，但狀態(tài)觀測器的引入將使系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度減小。由此提出了一種LQG的回路傳輸恢復技術（LQG/LTR），它綜合了線性二次型調節(jié)器和線性時不變Kalman濾波器的魯棒特性，能在系統(tǒng)的輸出端得到所需要的回路傳輸恢復增益。

c.非線性系統(tǒng)動態(tài)逆設計方法

近年來，國際上圍繞第四代殲擊機提出了“超機動性”，即“過失速機動”的新概念。這種機動需要突破失速禁區(qū)，涉及大范圍非線性、非定常氣動力及強耦合問題，飛機的運動方程已完全是多自由度非線性方程，要求飛機必須采用非線性模型進行控制律的有效設計。在眾多非線性設計方法中，利用動態(tài)逆實現(xiàn)反饋線性化，是一種正在興起的方法。

d.特征結構配置方法

線性系統(tǒng)的響應不僅與系統(tǒng)的特征值有關，而且與系統(tǒng)的特征向量有關，因而線性系統(tǒng)的特征結構（包括特征值和特征向量）配置設計比單純的極點配置設計更能把握系統(tǒng)的性能。特征結構配置方法的研究始于20世紀60年代，它是一種基于時間域的多變量系統(tǒng)設計方法，提供了模態(tài)分解手段，所以在解耦控制中非常有用。特征結構配置設計方法是設計人員根據(jù)飛機飛行品質要求直接選擇適當?shù)奶卣髦岛吞卣飨蛄恳赃_到期望的性能。在飛機的特征結構配置設計方法中，特征值用于使閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定，特征向量用于動態(tài)響應的解耦，兩者一起保證系統(tǒng)的動態(tài)性能。

4 小結

本文以民用飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)為研究對象，分析了控制增穩(wěn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀、架構組成，重點解讀了控制增穩(wěn)系統(tǒng)功能及設計方法，為民用飛機橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設計及飛行品質評估提供參考。

【參考文獻】

[1]Mitchell，D.G，et al The evolution，revolution，and challenges of handling qualities[R].AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit 11-14 August 2003，Austin，Texas，AIAA Paper 2003-5465，2003.

[2]高金源，等.飛機飛行品質[M].北京：國防工業(yè)出版社，2003（1）.

[3]歐陽紹修，劉振欽.大型運輸機橫航向飛行品質要求初探[J].飛行力學，2007年3月，VOL25，NO1，pp12-14.

[4]MIL-HDBK-1797，Military Handbook，F(xiàn)lying Qualities of Piloted Aircraft[S]. December 1997.

[5]ROBERT C.NELSON，F(xiàn)ight Stability and Automatic Control[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008（1）.

[責任編輯：田吉捷]