基于超靜定配平的機(jī)動(dòng)載荷控制風(fēng)洞試驗(yàn)

曾憲昂， 蒲利東， 李俊杰， 譚申剛， 謝懷強(qiáng)

1.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究所， 西安 710089 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總師辦， 西安 710089

基于超靜定配平的機(jī)動(dòng)載荷控制風(fēng)洞試驗(yàn)

曾憲昂1,*， 蒲利東1， 李俊杰1， 譚申剛2， 謝懷強(qiáng)1

1.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究所， 西安 710089 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總師辦， 西安 710089

介紹了俯仰機(jī)動(dòng)載荷減緩(MLA)在某運(yùn)輸類飛機(jī)縮比風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕系膽?yīng)用，旨在通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)研究一種基于超靜定配平原理的機(jī)動(dòng)載荷控制方法。首先，對(duì)模型飛機(jī)縱向超靜定配平方法進(jìn)行了研究并從理論上揭示通過(guò)其減緩機(jī)動(dòng)載荷的基本原理；然后，依據(jù)超靜定配平原理設(shè)計(jì)了MLA控制律，通過(guò)反饋模型飛機(jī)等效過(guò)載驅(qū)動(dòng)副翼偏轉(zhuǎn)減小機(jī)翼載荷，同時(shí)偏轉(zhuǎn)升降舵來(lái)保持飛機(jī)的俯仰機(jī)動(dòng)性能；最后，依次實(shí)施了超靜定配平試驗(yàn)，氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性試驗(yàn)以及機(jī)動(dòng)載荷減緩試驗(yàn)，分別用以確定MLA控制律參數(shù)，檢查控制系統(tǒng)穩(wěn)定性以及獲取俯仰機(jī)動(dòng)時(shí)的系統(tǒng)響應(yīng)。試驗(yàn)結(jié)果表明：在MLA控制律作用下，機(jī)翼根部彎矩增量比MLA控制律關(guān)閉時(shí)減小了10%以上，而模型飛機(jī)的俯仰機(jī)動(dòng)性能基本保持不變；MLA控制律的加入使控制增穩(wěn)系統(tǒng)穩(wěn)定性略有下降；通過(guò)超靜定配平試驗(yàn)確定MLA控制參數(shù)的方法有效提升了MLA控制律設(shè)計(jì)可靠性，使翼根彎矩減緩量接近目標(biāo)值。研究工作為運(yùn)輸類飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制設(shè)計(jì)與試驗(yàn)提供了一種可行途徑。

機(jī)動(dòng)載荷減緩； 運(yùn)輸類飛機(jī)； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 超靜定配平； 俯仰機(jī)動(dòng)性能； 機(jī)翼根部彎矩； 控制律設(shè)計(jì)

安全性和經(jīng)濟(jì)性是運(yùn)輸類飛機(jī)研制過(guò)程中必須考慮的重要設(shè)計(jì)指標(biāo)。被動(dòng)增加結(jié)構(gòu)強(qiáng)度來(lái)保證機(jī)動(dòng)載荷作用下結(jié)構(gòu)安全的設(shè)計(jì)方法是以犧牲經(jīng)濟(jì)性來(lái)?yè)Q取安全性；相比之下，機(jī)動(dòng)載荷減緩[1-2](Maneuver Load Alleviation，MLA)主動(dòng)控制技術(shù)[3-4]具有明顯的優(yōu)勢(shì)。其通過(guò)操縱控制面偏轉(zhuǎn)來(lái)改變翼面升力分布以降低機(jī)翼載荷，不僅可以減輕結(jié)構(gòu)重量，而且還可以有效地延長(zhǎng)飛機(jī)的使用壽命。

美國(guó)在20世紀(jì)60年代最先在B-52飛機(jī)上完成了載荷減緩功能研究，飛機(jī)在1g機(jī)動(dòng)動(dòng)作下翼根彎矩減小了40%[5]。早期的C-5A飛機(jī)加裝了主動(dòng)升力分布控制系統(tǒng)(Active Lift Distribution Control System, ALDCS)[6]。該系統(tǒng)與飛機(jī)控制增穩(wěn)系統(tǒng)交聯(lián)，通過(guò)驅(qū)動(dòng)副翼和內(nèi)側(cè)升降舵偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)載荷減緩，能夠使翼根彎矩減小30%以上[6-7],有效減輕了結(jié)構(gòu)重量[8]。

飛機(jī)機(jī)動(dòng)載荷控制首先要確保飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性不發(fā)生降低，而使用單一控制面很難在保持機(jī)動(dòng)性的同時(shí)減緩結(jié)構(gòu)載荷，因此，機(jī)動(dòng)載荷控制大都是通過(guò)多控制面協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)的[9-15]。例如，Woods-Vedeler等[11]在跨聲速動(dòng)態(tài)風(fēng)洞(Transonic Dynamic Tunnel, TDT)中同時(shí)操縱某主動(dòng)柔性機(jī)翼內(nèi)側(cè)和外側(cè)控制面降低了模型滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)載荷，并使?jié)L轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)性能基本保持不變；在更早的試驗(yàn)中，Miller[12]通過(guò)操縱該主動(dòng)柔性機(jī)翼控制面來(lái)改變機(jī)翼翼型沿展向的彎度分布，從而減小模型俯仰機(jī)動(dòng)時(shí)的機(jī)翼根部彎矩；文獻(xiàn)[13]將通過(guò)翼型彎度控制來(lái)實(shí)現(xiàn)縱向機(jī)動(dòng)載荷減緩的思想進(jìn)一步應(yīng)用到F-111戰(zhàn)斗機(jī)上實(shí)施試飛驗(yàn)證，飛行試驗(yàn)結(jié)果表明在多個(gè)后緣控制面的聯(lián)合偏轉(zhuǎn)下飛機(jī)能夠在產(chǎn)生1g過(guò)載增量的前提下使翼根彎矩保持不變；唐皓等[14]運(yùn)用最優(yōu)控制理論，采用多組控制面聯(lián)合偏轉(zhuǎn)的作動(dòng)方案設(shè)計(jì)了彈性飛機(jī)機(jī)動(dòng)載荷減緩最優(yōu)控制律；宋磊等[15]以翼根彎矩為優(yōu)化指標(biāo)進(jìn)行操縱面控制分配，實(shí)現(xiàn)了飛翼式飛機(jī)機(jī)動(dòng)控制設(shè)計(jì)。超靜定配平方法[16-18]正是從這種多控制面優(yōu)化配置思想發(fā)展而來(lái)的。該方法使用多于配平自由度數(shù)目的控制面來(lái)配平飛機(jī)的姿態(tài)，使飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性保持不變，而關(guān)鍵部位的載荷在額外控制面作用下得到減緩。

本文以某運(yùn)輸類飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥鳛檠芯繉?duì)象，通過(guò)設(shè)計(jì)主動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)展基于超靜定配平的機(jī)動(dòng)載荷控制方法研究。首先，研究超靜定配平方法以及如何利用超靜定配平參數(shù)來(lái)構(gòu)建機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律；然后，設(shè)計(jì)超靜定配平試驗(yàn)得到模型配平數(shù)據(jù)并根據(jù)載荷減緩目標(biāo)確定MLA控制律參數(shù)；最后，在確認(rèn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩?dòng)伺服彈性穩(wěn)定性滿足要求后，完成了機(jī)動(dòng)載荷控制風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。本文研究方法可以為運(yùn)輸類飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷控制設(shè)計(jì)與試驗(yàn)提供參考。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c機(jī)動(dòng)方式

1.1 模型及約束

本次試驗(yàn)是在中國(guó)航天空氣動(dòng)力研究院的FD-09低速風(fēng)洞(試驗(yàn)段截面尺寸為3 m×3 m)中進(jìn)行的，試驗(yàn)風(fēng)速為36 m/s。研究對(duì)象為某運(yùn)輸類飛機(jī)縮比氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)半模，模型總長(zhǎng)為4.90 m，半展長(zhǎng)為2.23 m。圖1和圖2分別為模型結(jié)構(gòu)示意圖及其在風(fēng)洞中的安裝圖。機(jī)翼、平尾、機(jī)身和掛架的剛度均通過(guò)鋁合金梁來(lái)模擬；模型有兩個(gè)控制面：副翼和升降舵，它們分別由單獨(dú)的電動(dòng)舵機(jī)通過(guò)搖臂—連桿機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)；模型在全機(jī)重心位置處通過(guò)轉(zhuǎn)盤軸承與固聯(lián)于風(fēng)洞地板上的盒式天平相連。模型飛機(jī)可通過(guò)轉(zhuǎn)盤軸承實(shí)現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)，但無(wú)法在沉浮方向上運(yùn)動(dòng)。這種約束方式是受風(fēng)洞截面尺寸限制而提出的。

圖1 模型飛機(jī)示意圖 Fig.1 Sketch of model plane

圖2 在FD-09風(fēng)洞中的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?Fig.2 Test model in FD-09 wind-tunnel

1.2 俯仰機(jī)動(dòng)方式

根據(jù)模型飛機(jī)的約束條件，提出了一種基于階躍升力指令跟隨的俯仰機(jī)動(dòng)方式：向控制系統(tǒng)發(fā)出階躍升力指令，模型飛機(jī)在控制系統(tǒng)作用下產(chǎn)生俯仰動(dòng)作使模型升力發(fā)生改變來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)升力指令的跟隨。其中升力L的大小由如下的等效法向過(guò)載nz來(lái)表征：

nz=L/(mg)

(1)

式中：mg表示模型的重力。之所以將nz稱為等效法向過(guò)載是因?yàn)槟Ｐ惋w機(jī)不會(huì)在該過(guò)載作用下像真實(shí)飛機(jī)那樣沉浮運(yùn)動(dòng)。在俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程中主要關(guān)注的指標(biāo)有兩個(gè)：一是俯仰機(jī)動(dòng)時(shí)間(Time to Pitch，TTP)，其定義為從階躍等效過(guò)載指令發(fā)出到模型飛機(jī)的等效過(guò)載首次達(dá)到指令值所用的時(shí)間，用以表征模型飛機(jī)的俯仰機(jī)動(dòng)性能；二是翼根最大彎矩增量(Maximum Incremental Bending Moment，MIBM)，其定義為從發(fā)出等效過(guò)載指令到模型穩(wěn)定過(guò)程中機(jī)翼根部彎矩增量的最大值，它表征了模型飛機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷特性。俯仰機(jī)動(dòng)載荷減緩的目標(biāo)是在達(dá)到相同升力增量的前提下使MIBM減小而TTP保持不變。

2 受控對(duì)象模型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ透┭鰟?dòng)態(tài)方程為

(2a)

LαΔα+LqΔq+LδaΔδa+LδeΔδe=mgΔnz=ΔL

(2b)

式中：Ip為關(guān)于模型轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；Mα、Mq、Mδe和Mδa分別為繞轉(zhuǎn)軸的俯仰力矩關(guān)于迎角、俯仰角速率、升降舵偏角和副翼偏角的導(dǎo)數(shù)；Lα、Lq、Lδe和Lδa分別為模型升力關(guān)于迎角、俯仰角速率、升降舵偏角和副翼偏角的導(dǎo)數(shù)；Δδe和Δδa分別為升降舵和副翼偏角增量，定義其后緣下偏為正(產(chǎn)生低頭俯仰力矩)；Δq為俯仰角速率增量。根據(jù)約束條件，模型飛機(jī)的迎角等于俯仰角，即

Δα=Δθ

(2c)

機(jī)翼根部彎矩可表示為迎角、俯仰角速率以及副翼偏角的函數(shù)：

(2d)

需要指出的是，由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿嵝源?，方?2)中的導(dǎo)數(shù)均為計(jì)及氣動(dòng)彈性修正的柔性導(dǎo)數(shù)[17,19-20]。

由式(2a)和式(2b)可以分別得到從副翼和升降舵偏角輸入到等效過(guò)載輸出的傳遞函數(shù)：

(3)

(4)

式中：s為復(fù)變量。

3 超靜定配平原理

傳統(tǒng)的縱向配平是通過(guò)迎角和升降舵偏角來(lái)實(shí)現(xiàn)的，當(dāng)給定等效法向過(guò)載增量Δnz，靜定配平式為

(5)

(6)

若還使用副翼來(lái)進(jìn)行縱向配平，則有

(7)

(8)

則可將超靜定配平式變?yōu)殪o定方程組。通過(guò)式(5)～式(8)解出的靜定與超靜定控制面增量配平角均為等效法向過(guò)載增量Δnz的函數(shù)：

(9)

(10)

系數(shù)k3和k4滿足如下關(guān)系：

(11)

4 控制律設(shè)計(jì)

針對(duì)模型飛機(jī)設(shè)計(jì)了法向過(guò)載增穩(wěn)控制律和機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律，用于實(shí)現(xiàn)縱向增穩(wěn)和配平、等效法向過(guò)載指令跟隨以及機(jī)動(dòng)載荷減緩等功能。

4.1 法向過(guò)載增穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)

因模型最低彈性振動(dòng)頻率為2.07 Hz，因此在傳感器輸出和控制面作動(dòng)器輸入處均串聯(lián)如下低通濾波器：

來(lái)消除彈性振動(dòng)的影響，避免出現(xiàn)伺服顫振問(wèn)題。

圖3 法向過(guò)載增穩(wěn)控制律結(jié)構(gòu)[21] Fig.3 Structure of normal acceleration control augmentation[21]

4.2 機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律設(shè)計(jì)

圖4 機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律結(jié)構(gòu) Fig.4 Structure of maneuver load alleviation control law

(12)

(13)

由于Lδek4,Lδak3?mg，因此

由此可見(jiàn)，機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律加入后，模型飛機(jī)的俯仰機(jī)動(dòng)性與原控制增穩(wěn)系統(tǒng)(圖3)相比基本保持不變。

5 試驗(yàn)實(shí)施

試驗(yàn)分3個(gè)步驟進(jìn)行：① 超靜定配平試驗(yàn)，用以確定MLA控制律參數(shù)；② 氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性試驗(yàn)，用來(lái)檢查MLA控制律的穩(wěn)定性；③ 機(jī)動(dòng)載荷控制試驗(yàn)，分別在MLA控制律關(guān)閉和開(kāi)啟狀態(tài)下使模型飛機(jī)完成俯仰機(jī)動(dòng)，對(duì)比兩種狀態(tài)下的系統(tǒng)響應(yīng)。

5.1 主動(dòng)控制試驗(yàn)系統(tǒng)

圖5 主動(dòng)控制試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖 Fig.5 Frame of active control test system

主動(dòng)控制試驗(yàn)系統(tǒng)由主控軟件、仿真機(jī)、信號(hào)轉(zhuǎn)接箱、傳感器和電動(dòng)舵機(jī)等組成，如圖5所示。仿真機(jī)是主動(dòng)控制系統(tǒng)的核心。它接收各傳感器信號(hào)，對(duì)控制律進(jìn)行實(shí)時(shí)解算，并向執(zhí)行機(jī)構(gòu)(電動(dòng)舵機(jī))發(fā)出驅(qū)動(dòng)指令。翼根彎矩由機(jī)翼根部應(yīng)變轉(zhuǎn)化得到，俯仰角和俯仰角速率傳感器安放于模型飛機(jī)俯仰轉(zhuǎn)軸處，法向升力由盒式天平測(cè)得并通過(guò)式(1)轉(zhuǎn)化為等效過(guò)載。

5.2 超靜定配平試驗(yàn)

超靜定配平試驗(yàn)用來(lái)確定機(jī)動(dòng)載荷控制律參數(shù)，具體試驗(yàn)步驟：

步驟2給定一系列等效過(guò)載指令和副翼偏角的組合Δnz,δa，記錄穩(wěn)態(tài)均值δeΔnz,δa和MrΔnz,δa。試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示，可以看出相同等效過(guò)載下，升降舵配平角隨副翼偏角的增大而減小，翼根彎矩隨副翼偏角的增大而增大。

當(dāng)δa=0° 時(shí)所得試驗(yàn)值為靜定配平結(jié)果。相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)的靜定增量配平角和翼根彎矩增量分別為

(14)

(15)

圖6 超靜定配平試驗(yàn)結(jié)果 Fig.6 Experiment results of overdetermined trim

圖插值表

圖插值表

5.3 氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性試驗(yàn)

在一定范圍內(nèi)，MLA控制律的反饋增益k3和k4越大，機(jī)動(dòng)載荷減緩效果越佳，但同時(shí)也會(huì)對(duì)模型穩(wěn)定性造成不利的影響，比如穩(wěn)定裕度大幅降低或出現(xiàn)伺服顫振問(wèn)題。因此，在執(zhí)行機(jī)動(dòng)載荷減緩試驗(yàn)之前，有必要對(duì)控制系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)定性檢查，若控制律的加入使系統(tǒng)穩(wěn)定性降低至不可接受的范圍甚至發(fā)生失穩(wěn)，則應(yīng)調(diào)整控制參數(shù)，直至系統(tǒng)穩(wěn)定裕度滿足要求。試驗(yàn)方法為在副翼或升降舵通道注入線性調(diào)頻激勵(lì)信號(hào)[22]，測(cè)試對(duì)應(yīng)通道的總開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)，表1給出了試驗(yàn)結(jié)果。MLA控制律開(kāi)啟后，系統(tǒng)的幅值裕度(Gm)和相位裕度(Pm)均有所減小，但仍滿足Gm≥6 dB，Pm≥60° 的穩(wěn)定性要求，表明所設(shè)計(jì)的控制律可以用于開(kāi)展機(jī)動(dòng)載荷控制試驗(yàn)。

表1 控制系統(tǒng)穩(wěn)定裕度Table 1 Stability margin for control system

5.4 機(jī)動(dòng)載荷控制試驗(yàn)

模型機(jī)動(dòng)載荷控制試驗(yàn)的具體步驟：

圖9 模型飛機(jī)俯仰機(jī)動(dòng)響應(yīng)曲線 Fig.9 Response curves of model during pitching

Table2ComparisonofpitchmaneuverindexeswhenMLAcontrollawonandoff

ntzTTP/sMIBM/(N·m)MLAoffMLAonMLAoffMLAonβ/%-0．1511．610．8-113．9-100．711．6-0．107．47．0-81．5-68．815．6-0．057．07．0-45．9-38．316．50．0517．217．545．541．010．00．1010．48．285．573．014．70．1511．510．4120．0104．413．0

Notes: TTP means time to pitch; MIBM means maximum incremental bending moment.

6 分析與討論

從圖9可以看出，在MLA控制律作用下，等效過(guò)載的響應(yīng)歷程與MLA控制律關(guān)閉時(shí)基本一致，而機(jī)翼根部彎矩增量得到一定的減緩；當(dāng)?shù)刃н^(guò)載增量為正時(shí)，機(jī)動(dòng)載荷減緩過(guò)程中副翼始終負(fù)偏使氣動(dòng)壓心向翼根移動(dòng)，而升降舵較MLA控制律關(guān)閉時(shí)負(fù)偏度有所減小，用以抵消副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加俯仰力矩；MLA控制律開(kāi)啟前后模型飛機(jī)穩(wěn)態(tài)俯仰角基本一致。

從表2可以看出，當(dāng)MLA控制律開(kāi)啟時(shí)，模型飛機(jī)達(dá)到目標(biāo)等效過(guò)載的時(shí)間與MLA控制律關(guān)閉時(shí)基本一致，甚至部分MLA控制工況的俯仰響應(yīng)更快速；在載荷減緩量方面，所有工況翼根彎矩增量的減緩量均大于10%，最大的減緩量達(dá)16.5%；各工況的載荷減緩量與MLA控制律最初設(shè)計(jì)目標(biāo)β=15%基本相當(dāng)，整個(gè)試驗(yàn)中沒(méi)有多余的調(diào)參。

目前，公開(kāi)發(fā)表的關(guān)于縱向機(jī)動(dòng)載荷減緩風(fēng)洞試驗(yàn)的文獻(xiàn)很少，其中文獻(xiàn)[12]詳細(xì)闡述了某主動(dòng)柔性機(jī)翼縱向機(jī)動(dòng)載荷控制風(fēng)洞試驗(yàn)。與該試驗(yàn)相比，本文所采用的試驗(yàn)方法具有以下兩點(diǎn)優(yōu)勢(shì)：

1) 文獻(xiàn)[12]的試驗(yàn)對(duì)象沒(méi)有平尾及升降舵，其俯仰機(jī)動(dòng)是通過(guò)液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)整個(gè)模型運(yùn)動(dòng)完成的，因此該文獻(xiàn)并沒(méi)有研究實(shí)施俯仰機(jī)動(dòng)主動(dòng)控制時(shí)副翼和升降舵的控制分配策略；本文則通過(guò)超靜定配平方法著重研究了升降舵對(duì)副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生俯仰力矩的補(bǔ)償問(wèn)題，更具工程應(yīng)用價(jià)值。

2) 文獻(xiàn)[12]的風(fēng)洞試驗(yàn)分兩期完成，分別為氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和機(jī)動(dòng)載荷控制試驗(yàn)，機(jī)動(dòng)控制試驗(yàn)控制律是根據(jù)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果來(lái)設(shè)計(jì)的，兩個(gè)試驗(yàn)之間的跨度達(dá)10個(gè)月；而本文采用基于超靜定配平試驗(yàn)的控制參數(shù)獲取方法快速確定了MLA控制參數(shù)，效率更高。

從試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比來(lái)看，本文試驗(yàn)得出的機(jī)翼根部彎矩相對(duì)減緩量(10%～16.5%)小于文獻(xiàn)中給出的翼根彎矩減緩量(約20%)。產(chǎn)生差異的主要原因是所研究的運(yùn)輸類飛機(jī)模型的機(jī)翼柔性大于文獻(xiàn)所研究的戰(zhàn)斗類飛機(jī)模型，在彈性變形影響下，副翼的操縱效率有明顯的降低。

7 結(jié) 論

1) 基于超靜定配平原理的MLA控制律通過(guò)反饋等效過(guò)載驅(qū)動(dòng)副翼和升降舵偏轉(zhuǎn)，在保持模型飛機(jī)俯仰機(jī)動(dòng)性能基本不變的基礎(chǔ)上，使其機(jī)翼根部彎矩增量減緩了10%以上。

2) MLA控制律的加入使控制增穩(wěn)系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度略有下降，但仍滿足穩(wěn)定性要求。

3) 通過(guò)超靜定配平試驗(yàn)可以快速有效地確定MLA控制律參數(shù)，使翼根彎矩減緩量接近目標(biāo)值，提升了控制律設(shè)計(jì)的可靠性，減少了控制調(diào)參。

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(責(zé)任編輯： 鮑亞平， 蔡斐)

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Wind-tunneltestofmaneuverloadcontrolbasedoverdeterminedtrim

ZENGXian’ang1,*,PULidong1,LIJunjie1,TANShen’gang2,XIEHuaiqiang1

1.AircraftStrengthDesignandResearchDepartment,AVICTheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China2.TheChiefDesignerOffice,AVICTheFirstAircraftInstitute,Xi’an710089,China

Pitchingmaneuverloadalleviation(MLA)isdemonstratedonthescale-downwind-tunneltestmodelofagenerictransportaircraft.Theobjectiveoftheresearchistodevelopanapproachformaneuverloadcontrolbasedonoverdeterminedtrimtheoryviawind-tunneltest.Thelongitudinaloverdeterminedtrimmethodforthetestmodelisstudiedandthefundamentalofalleviatingthemaneuverloadbythismethodisrevealedtheoretically.TheMLAcontrollawisthendesignedbasedontheoverdeterminedtrimtheory,whichutilizesequivalentnormalaccelerationfeedbacktodeflectaileronandelevatortoalleviatewingloadandmaintainpitchmaneuverperformanceofthetestmodelrespectively.Theoverdeterminedtrimexperiment,aeroservoelasticstabilityexperimentaswellasthemaneuverloadalleviationexperimentareimplementedinsequencetodeterminetheMLAcontrollawparameters,checkthestabilityofthecontrolsystemandobtainthesystemresponseduringpitchingmaneuver,respectively.TheexperimentresultsindicatewhenMLAcontrollawfunctions,theincrementalwingrootbendingmomentdecreasesbymorethan10%,comparedwiththatwithoutMLAcontrollaw;whilethepitchmaneuverperformanceremainsalmostunchanged;introductionoftheMLAcontrollawresultsinslightdecreaseofstabilityofthecontrolaugmentationsystem;theapproachofdeterminingMLAcontrolparametersbyoverdeterminedtrimexperimenteffectivelyimprovesthereliabilityofMLAcontroldesign,makingtheamountofreducedwingrootbendingmomentclosetothetargetvalue.ThisinvestigationcanprovideafeasibleapproachforMLAcontroldesignandtestofgenerictransportaircrafts.

maneuverloadalleviation;generictransportaircraft;wind-tunneltest;overdeterminedtrim;pitchmaneuverperformance;wingrootbendingmoment;controllawdesign

2016-07-07；Revised2016-09-21；Accepted2016-10-29；Publishedonline2016-11-211439

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http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0282

V215.3

A

1000-6893(2017)05-120596-09