一種飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及仿真驗(yàn)證

曹 棟，曲東才，黃婧麗，李 飛

（1.海軍航空兵學(xué)院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺(tái)264001）

一種飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及仿真驗(yàn)證

曹 棟1，曲東才2，黃婧麗2，李 飛2

（1.海軍航空兵學(xué)院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺(tái)264001）

具有三角翼、大后掠角等氣動(dòng)布局特點(diǎn)的現(xiàn)代超音速飛機(jī)雖然解決了飛行速度問題，但同時(shí)極易出現(xiàn)高空飛行的荷蘭滾阻尼、航/橫側(cè)向靜穩(wěn)定性減小、滾擺比變大等問題。為改善飛機(jī)航/橫側(cè)運(yùn)動(dòng)的飛行品質(zhì)，基于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)和偏航兩通道的相互交聯(lián)，將滾轉(zhuǎn)通道舵偏信號(hào)引入偏航通道，以增強(qiáng)偏航角速度反饋信號(hào)，增加飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的協(xié)調(diào)性，進(jìn)而設(shè)計(jì)了一種高速飛機(jī)航/橫側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)。通過進(jìn)行大量仿真，驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的飛機(jī)航/橫側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單合理，在其控制規(guī)律傳動(dòng)比等參數(shù)選擇合理時(shí)，飛機(jī)航/橫側(cè)向飛行品質(zhì)良好。

飛行品質(zhì)；側(cè)向特性；增穩(wěn)系統(tǒng)；控制規(guī)律

1 概述

現(xiàn)代超音速飛機(jī)所具有機(jī)身細(xì)長(zhǎng)、較小垂尾面積等特點(diǎn)的氣動(dòng)布局，這會(huì)導(dǎo)致阻尼比ξh減小、側(cè)向靜穩(wěn)定性降低，在受到側(cè)向擾動(dòng)后極易形成荷蘭滾運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)飛行時(shí)也常處于側(cè)滑飛行狀態(tài)，致使飛行阻力增大，飛機(jī)轉(zhuǎn)彎不協(xié)調(diào)，難以完成瞄準(zhǔn)、格斗、射擊等作戰(zhàn)任務(wù)，且長(zhǎng)時(shí)間處于這種操縱過程也會(huì)使駕駛員感到疲憊不堪[1-4]。

為改善現(xiàn)代飛機(jī)側(cè)向飛行品質(zhì)，必須深入研究飛機(jī)側(cè)向控制系統(tǒng)的增穩(wěn)方案。

2 飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)的簡(jiǎn)要工作原理

基于自動(dòng)控制原理，如果以飛機(jī)側(cè)向姿態(tài)角速率ψ?、側(cè)滑角 β分別作為反饋信號(hào)，可穩(wěn)定飛機(jī)側(cè)向角速率信號(hào)和側(cè)滑角信號(hào)，使得飛機(jī)ξh和mβy得到改善。[3-5]飛機(jī)側(cè)向小擾動(dòng)線性化的動(dòng)力學(xué)方程為[2]：

式（1）中：β、γ、ψ分別為飛機(jī)側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角；δx、δy為滾轉(zhuǎn)舵偏角和偏航舵偏角；n3β等為大小與飛機(jī)飛行狀態(tài)有關(guān)的方程系數(shù)。

將式（2）右邊方向舵偏角 δy寫為：δy=δy1+δy2，其中，δy2與 β 成比例，即

將式（3）代入式（2），可得：

實(shí)際上，由于直接獲得側(cè)滑角β信號(hào)精度較低，也有一定困難，一般采用間接方法來獲得該信號(hào)。因?yàn)閍z與 β具有正比關(guān)系，即az=-V0n1ββ ，因而可利用側(cè)向加速度計(jì)輸出的az信號(hào)來間接獲得β信號(hào)。于是，其航向增穩(wěn)系統(tǒng)方向舵偏角δy可改寫為如式（6）形式（考慮航向舵回路慣性時(shí)）：

由于飛機(jī)的側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)是在荷蘭滾阻尼器基礎(chǔ)上增加β的反饋形成的，因而其方向舵偏角信號(hào)還包括航向速率信號(hào)ωy信號(hào)，則航向增穩(wěn)系統(tǒng)的方向舵偏角δy如式（5）所示（考慮航向舵回路慣性時(shí)）：

3 飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案

現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)普遍具有三角翼、大后掠角、較大細(xì)長(zhǎng)比等特點(diǎn)的氣動(dòng)布局，在提高了飛機(jī)高空高速性能的同時(shí)，也帶來了飛機(jī)航/橫向運(yùn)動(dòng)諸多問題，例如：飛機(jī)存在較大上反效應(yīng)，其橫向靜穩(wěn)定性較大，航向靜穩(wěn)定性較小，致使其滾擺比較大；高空飛行的荷蘭滾阻尼ξh變??；高空小Ma數(shù)飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)性差；高空大Ma數(shù)飛行時(shí)的擾動(dòng)恢復(fù)速度較慢，尤其在大攻角進(jìn)入滾轉(zhuǎn)和恢復(fù)原態(tài)時(shí)，產(chǎn)生較大側(cè)滑角和側(cè)向過載可能超過垂直尾翼強(qiáng)度的容許極限等[11-13]。

為解決以上問題，改善飛機(jī)航/橫向運(yùn)動(dòng)的飛行品質(zhì)，在考慮飛機(jī)滾轉(zhuǎn)和偏航兩通道的相互交聯(lián)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一種高速飛機(jī)航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)圖如圖1所示[2，14-17]。

由圖1可見，對(duì)于航向通道：反饋信號(hào)具有ωy、az2種信號(hào)，是一種航向增穩(wěn)控制。同時(shí)，在增穩(wěn)控制基礎(chǔ)上，還增加了一種副翼交聯(lián)信號(hào)，以便使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)側(cè)向協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎；對(duì)于滾轉(zhuǎn)通道：首要的是保證飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定性，引入ωx和?反饋信號(hào)，以改善該通道的阻尼性能；同時(shí)，引入與β成比例的az信號(hào)，由于傳動(dòng)比取負(fù)值，實(shí)際上引入了 β正反饋，等效于減小，以解決飛機(jī)太大和較小，進(jìn)而導(dǎo)致嚴(yán)重荷蘭滾問題。當(dāng)然也不能過小，以防止出現(xiàn)螺旋不穩(wěn)定。[2，18-19]

對(duì)于轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)控制。航向通道中加入一個(gè)極性與副翼偏轉(zhuǎn)相反的比例信號(hào)，減小進(jìn)入滾轉(zhuǎn)和恢復(fù)原態(tài)時(shí)所產(chǎn)生的有害側(cè)滑角，使副翼操縱具有自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的過渡過程。例如副翼正偏（飛機(jī)左傾斜，產(chǎn)生左側(cè)滑）時(shí)，使方向舵負(fù)偏，機(jī)頭左轉(zhuǎn)減小側(cè)滑角，達(dá)到自動(dòng)協(xié)調(diào)。同時(shí)，為提高轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)性，阻止常值或低頻副翼交聯(lián)信號(hào)通過，避免不希望的偏航，加入了清洗網(wǎng)絡(luò) τ1s/(τ1s+1)。

飛機(jī)自振濾除。由于飛機(jī)在高空飛行時(shí)其方向舵易出現(xiàn)頻率較高的自振，導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生振動(dòng)，敏感元件感測(cè)振動(dòng)并輸出信號(hào)，而飛機(jī)舵機(jī)和助力器的固有頻率較低，高頻自振信號(hào)的響應(yīng)有較大的相移，可能使這種振動(dòng)持續(xù)或加劇。引入低通濾波器1(T1s+1)2濾掉敏感元件中輸出的高頻信號(hào)，保證系統(tǒng)正常工作。

由圖1可見，其航/橫向增穩(wěn)系統(tǒng)的控制規(guī)律為：

4 仿真驗(yàn)證

為仿真分析和驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的飛機(jī)航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)的合理性和有效性，基于某型飛機(jī)在高度11km、Ma=1.3飛行時(shí)的氣動(dòng)狀態(tài)所建立的動(dòng)力學(xué)模型作為飛機(jī)仿真模型，主要對(duì)交聯(lián)運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)控制系統(tǒng)的影響進(jìn)行了仿真研究[2，20]，其航向運(yùn)動(dòng)參數(shù)β、?、δy及橫向運(yùn)動(dòng)參數(shù) γ、?、δx的仿真曲線如圖

5 結(jié)論

由仿真曲線圖2可知，所設(shè)計(jì)的飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)是可行的，并通過合理設(shè)計(jì)其控制規(guī)律交聯(lián)傳動(dòng)比和其他等參數(shù)，即可改善飛機(jī)側(cè)向飛行品質(zhì)，提高其運(yùn)動(dòng)的阻尼特性及動(dòng)、靜穩(wěn)定性。但飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)除與τ等參數(shù)有關(guān)外，還與飛機(jī)飛行狀態(tài)（q和H）有關(guān)，為保障飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)滿足其側(cè)向飛行品質(zhì)要求，則等主要控制規(guī)律傳動(dòng)比需隨飛行狀態(tài)q、H變化而自動(dòng)調(diào)參。此外，也應(yīng)注意因側(cè)向加速度計(jì)安裝位置不同對(duì)飛機(jī)模型等產(chǎn)生的影響。

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Design Scheme and Simulation Validation for Aero Lateral Stability Augmentation System

CAO Dong1,QU Dongcai2,HUANG Jingli2,LI Fei2
(1.Naval Avation Institute,Huludao Liaoning 125001,China;2.Department of Control Engineering,NAAU,Yantai Shandong,264001,China）

Though speed of the modern supersonic airplane in the pneumatic layout with delta-wing and big sweepback etc.characteristics was increased,the problems were contemporary appearance in high altitude and velocity which aero lat?eral movtion damp and yaw/roll lateral static stability would get smaller and the roll versus swing ratio would get bigger.In order to improve aero lateral fly stability in high altitude and velocity,basis on coupling relation of the aero roll and yaw two channels,the high speed aero Lateral Stability Augmentation System(LSAS)were designed that roll rudder departure angle signal was imported to the yaw channel,so that yaw angle speed feedback signal was got enhanced and aero turn ma?neuverability was got improved.A great deal of contrastive simulation was done under the Matlab platform.The simulation result showed that the aero lateral LSAS structure was simple and reasonable,and easy to realization.At it control law ratio was chosed reasonable,the designed aero LSAS can improve aero fly quality.

fly quality;lateral characteristic;lateral stability augmentation system;control law

V249.1

A

1673-1522（2017）03-0290-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.03.007

2017-01-16；

2017-03-22

曹 棟（1962-），男，大學(xué)，教授。