典型環(huán)境下飛行輔助安全增強(qiáng)駕駛系統(tǒng)

白榮強(qiáng)，吳行

典型環(huán)境下飛行輔助安全增強(qiáng)駕駛系統(tǒng)

白榮強(qiáng)，吳行

（中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

航空安全一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造、試飛和使用的關(guān)注焦點(diǎn)，輔助安全增強(qiáng)系統(tǒng)可減少復(fù)雜條件下的駕駛員誤操作和不恰當(dāng)操作，提升民用航空器的安全性。研究在側(cè)風(fēng)條件下精密進(jìn)近和避免可控飛行撞地的飛行輔助安全增強(qiáng)駕駛系統(tǒng)，利用PID控制方法設(shè)計(jì)了輔助安全增強(qiáng)駕駛的控制律。仿真結(jié)果表明當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入危險(xiǎn)狀態(tài)時(shí)，輔助安全增強(qiáng)控制系統(tǒng)可以主動(dòng)、迅速、準(zhǔn)確、安全地將飛機(jī)從危險(xiǎn)狀態(tài)中改出，使飛機(jī)按照既定的姿態(tài)和航跡飛行。

輔助安全增強(qiáng)駕駛；可控飛行撞地；大側(cè)風(fēng)進(jìn)近；PID控制

1 引言

航空發(fā)展初期，駕駛員是飛機(jī)的操控者，駕駛員根據(jù)飛機(jī)的狀態(tài)做出判斷決策，并采取相應(yīng)的動(dòng)作。隨著控制技術(shù)、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)和智能技術(shù)的發(fā)展，駕駛員的角色悄然發(fā)生變化，駕駛員從駕駛飛機(jī)逐漸向管理飛機(jī)過渡，人機(jī)混合決策是未來飛行系統(tǒng)的發(fā)展方向。

通過人機(jī)混合決策，可監(jiān)控和減少人為失誤，彌補(bǔ)人力不足，減少復(fù)雜條件下的駕駛員誤操作和不恰當(dāng)操作，輔助駕駛員更好地完成任務(wù)，提升民用航空器的安全性。通過人機(jī)混合決策，可有效阻止人為惡意操縱，通過接管操縱應(yīng)對(duì)劫機(jī)等事件，提升民用航空器的安保水平[1]。

2 飛機(jī)建模

本文選擇某型飛機(jī)作為研究對(duì)象的理由如下：該機(jī)是一架四發(fā)運(yùn)輸機(jī)，符合動(dòng)力飛行的基本要求，其氣動(dòng)布局具有一般民機(jī)的特點(diǎn)，研究結(jié)果也適用于一般民機(jī)；該機(jī)操縱 系統(tǒng)采用中央盤式操縱，桿力特性、人感系統(tǒng)特性均符合目前典型民機(jī)的操縱系統(tǒng)特點(diǎn)；現(xiàn)有該機(jī)的飛行仿真模型以及與之配套的飛行模擬器，可以更好地驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的相關(guān)控制律。

2.1 常值側(cè)風(fēng)條件下樣例飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)建模

樣例飛機(jī)屬于大型飛機(jī)，其機(jī)體尺寸較大，沿翼展方向上的不同點(diǎn)所受到風(fēng)場(chǎng)的誘導(dǎo)速度是不同的，由此會(huì)造成樣例飛機(jī)六自由度狀態(tài)發(fā)生變化，因而在樣例飛機(jī)建模時(shí)要考慮風(fēng)梯度對(duì)飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的影響[2]。在機(jī)體坐標(biāo)系下，建立樣例飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，即力方程組：

力矩方程組：

角運(yùn)動(dòng)方程組：

線運(yùn)動(dòng)方程組：

式（1）～（4）為樣例飛機(jī)動(dòng)力學(xué)建模的核心方程，其中kx，ky，kz分別為飛機(jī)航跡速度k在機(jī)體坐標(biāo)系，，軸上的分量；，，分別為飛機(jī)軸向、側(cè)向、法向的作用力；為飛機(jī)的質(zhì)量；為重力加速度；x，y，z為飛機(jī)對(duì)機(jī)體軸系3個(gè)坐標(biāo)軸的慣性矩；，，為飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航力矩；g，g，g分別為飛機(jī)質(zhì)心在跑道坐標(biāo)系下的位置。

由于本文研究內(nèi)容是在側(cè)風(fēng)條件下精密進(jìn)近的安全增強(qiáng)駕駛控制系統(tǒng)，所以在橫側(cè)向的小擾動(dòng)方程中，需要加入側(cè)風(fēng)項(xiàng)，而縱向的小擾動(dòng)方程不需要進(jìn)行改動(dòng)，修改后的縱向和橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程如下[3]：

式（5）中：為狀態(tài)向量；為狀態(tài)矩陣；為操縱矩陣；為控制向量。

飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)方程的矩陣形式為：

式（6）中：狀態(tài)向量=[???]T；操縱向量=[?e?T]T；?e為升降舵偏角增量，定義升降舵下偏為正；?T為油門輸入增量[4]。

飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)方程的矩陣形式為：

式（7）中：狀態(tài)向量=[????]T；操縱向量=[?a?r]T；?a為副翼偏角增量，定義右副翼下偏為正；?r為方向舵輸入增量，定義方向舵左偏為正；為側(cè)向風(fēng)速。

2.2 配平點(diǎn)處的運(yùn)動(dòng)方程

民用飛機(jī)的進(jìn)近著陸過程相對(duì)復(fù)雜，整個(gè)過程大致可以分為5個(gè)階段：定高飛行（離地300～500 m）、高度捕獲、下滑、拉平（離地大約15 m）以及著陸滑跑。本文僅研究下滑過程中有側(cè)風(fēng)影響的安全增強(qiáng)駕駛控制技術(shù)，所選取的配平點(diǎn)處飛行狀態(tài)如表1所示[5]。

表1 飛行狀態(tài)選取

序號(hào)重量/t構(gòu)型馬赫數(shù)氣壓高度/m重心起落架襟翼 1110著陸0.2350032%放下0°

縱向方程：

橫向方程：

3 典型場(chǎng)景下安全增強(qiáng)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)

3.1 側(cè)風(fēng)條件下進(jìn)近過程的安全增強(qiáng)駕駛控制律的設(shè)計(jì)

在設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)時(shí)控制框架的選取十分關(guān)鍵，控制結(jié)構(gòu)比控制律參數(shù)對(duì)系統(tǒng)控制效果的影響大很多，因而在控制律設(shè)計(jì)時(shí)首先需要考慮如何選取合適的控制結(jié)構(gòu)，之后才能根據(jù)性能指標(biāo)的要求設(shè)計(jì)控制參數(shù)[6]。

PID線性控制方法應(yīng)用廣泛，采用PID控制方法設(shè)計(jì)安全增強(qiáng)駕駛控制系統(tǒng)須由內(nèi)而外，先設(shè)計(jì)阻尼回路，然后設(shè)計(jì)姿態(tài)回路，最后是航跡控制。在設(shè)計(jì)最內(nèi)層回路時(shí)，需根據(jù)飛機(jī)自然特性分析結(jié)果判斷設(shè)計(jì)阻尼回路，還是增穩(wěn)回路，或者阻尼增穩(wěn)內(nèi)回路，這對(duì)系統(tǒng)性能十分關(guān)鍵。通常角速度反饋回路能夠改善阻尼特性，然而過大的角速度反饋會(huì)減小系統(tǒng)的靜態(tài)增益，降低了系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)模態(tài)的靜操縱性，因而角速度反饋不宜過大。此外，引入氣流角反饋回路能夠改善系統(tǒng)的靜穩(wěn)定性[7]。側(cè)風(fēng)條件下整個(gè)進(jìn)近階段安全增強(qiáng)控制結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 側(cè)風(fēng)條件下進(jìn)近階段輔助安全增強(qiáng)控制結(jié)構(gòu)框圖

3.2 近地告警危險(xiǎn)高度拉起的安全增強(qiáng)駕駛控制律的設(shè)計(jì)

飛機(jī)一般從開始改出俯沖，直到改出俯沖結(jié)束，這一過程存在一定的高度損失，高度損失通常經(jīng)過近似估算得出，近似估算的時(shí)候，可以認(rèn)為改出俯沖的過程中發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與飛機(jī)的阻力基本相等，則運(yùn)動(dòng)方程為：

可簡化為：

式（10）和（11）相除，可得：

如果改出俯沖開始時(shí)的速度和航跡角為1和1，結(jié)束時(shí)的速度和航跡角分別為和，其中=0，并且認(rèn)為改出俯沖過程中的nz為常數(shù)，則對(duì)式（12）進(jìn)行積分，得到改出俯沖結(jié)束時(shí)的飛行速度為：

考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)的推力等于飛行阻力，因此改出俯沖過程中的高度損失也可以用能量守恒定律計(jì)算得出：

將（13）式帶入（14）式，就可以得出改出俯沖高度損失的計(jì)算公式為：

由此可以看出，只要知道了開始改出俯沖時(shí)的速度1、航跡傾角1和平均過載nz，就可以計(jì)算出改出俯沖時(shí)的高度損失[8]。

危險(xiǎn)高度拉起的觸發(fā)條件：本文假設(shè)危險(xiǎn)高度= 300 m，即要求飛機(jī)在300 m的高度以上飛行。計(jì)算高度損失?時(shí)，可以認(rèn)為nz是一個(gè)常數(shù)。但是，實(shí)際上建立飛機(jī)的法向過載需要一定的時(shí)間，在建立法向過載的過程中時(shí)，高度會(huì)存在一定的附加損失，所以在確定觸發(fā)條件時(shí)，需要補(bǔ)償這一附加損失，假設(shè)0時(shí)刻飛機(jī)的高度為0，則危險(xiǎn)高度拉起的觸發(fā)條件為：

0－?＜360 （16）

以上給出了危險(xiǎn)高度拉起的觸發(fā)條件，其前提是飛機(jī)在鉛垂面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，即假設(shè)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角始終為0。當(dāng)飛機(jī)不在鉛錘面，即帶有非零滾轉(zhuǎn)角時(shí)，利用式（14）計(jì)算損失高度?則會(huì)帶來比較大的誤差，并且當(dāng)飛機(jī)帶有非零滾轉(zhuǎn)角時(shí)，把飛機(jī)拉起需要的時(shí)間較長。為了克服非零滾轉(zhuǎn)角帶來的誤差，并使飛機(jī)可以迅速拉起，可以考慮在滿足拉起觸發(fā)條件（15）之前，對(duì)飛機(jī)進(jìn)行橫向改平，本文選?。?/p>

0－?＜1 000 （17）

為橫向改平的觸發(fā)條件，即式（17）滿足時(shí)，安全增強(qiáng)駕駛系統(tǒng)會(huì)使飛機(jī)在接近危險(xiǎn)高度之前，把滾轉(zhuǎn)角調(diào)整 為0[9]。

縱向控制律設(shè)計(jì)：該控制律設(shè)計(jì)的內(nèi)回路選取俯仰角速率進(jìn)行負(fù)反饋，其控制律結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 航跡角控制律結(jié)構(gòu)圖

橫向控制律設(shè)計(jì)：該控制律是要進(jìn)行改平操縱，即把滾轉(zhuǎn)角調(diào)整為0，其控制律的結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 副翼通道控制結(jié)構(gòu)圖

4 安全增強(qiáng)駕駛控制律的仿真驗(yàn)證

4.1 危險(xiǎn)高度拉起安全增強(qiáng)駕駛控制律的仿真實(shí)驗(yàn)

飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角等于0：假設(shè)飛機(jī)的初始狀態(tài)為高度= 2 000 m、航跡角=﹣14°、速度=105 m/s，則其仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 滾轉(zhuǎn)角為0的情況下危險(xiǎn)高度拉起的響應(yīng)結(jié)果

從圖4可以看出，飛機(jī)在飛行過程中的高度的最低點(diǎn)為305.4 m，在預(yù)定的危險(xiǎn)高度300 m之上，在時(shí)間大約為52 s時(shí)，飛機(jī)的航跡角由負(fù)值變?yōu)檎怠＿@說明飛機(jī)在接近危險(xiǎn)高度時(shí)被自動(dòng)拉起，并且拉起的效果良好，符合預(yù)期的要求。

飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角不等于0的情況：假設(shè)飛機(jī)的初始狀態(tài)為高度=2 000 m、航跡角=﹣14°、速度=105 m/s、滾轉(zhuǎn)角=﹣15°，則其仿真結(jié)果如圖5所示。

從圖5可以看出，在飛行時(shí)間大約為28 s時(shí)，飛機(jī)先進(jìn)行橫向改平的操縱動(dòng)作，飛行大約45 s時(shí)進(jìn)行拉起，飛行過程的飛機(jī)的最低高度為304.6 m。

圖5 滾轉(zhuǎn)角不等于0的情況下危險(xiǎn)高度拉起的響應(yīng)結(jié)果

綜上所述，本文提出了飛機(jī)危險(xiǎn)高度拉起的觸發(fā)條件，利用X型飛機(jī)的非線性六自由度模型，通過仿真滾轉(zhuǎn)角為零和不為0的兩種情況下危險(xiǎn)高度拉起的實(shí)際效果表明，依據(jù)本文提出的危險(xiǎn)高度拉起的觸發(fā)條件，能夠自動(dòng)進(jìn)行飛機(jī)的危險(xiǎn)高度拉起，拉起的效果很好。

4.2 大側(cè)風(fēng)條件下安全增強(qiáng)駕駛控制律的仿真試驗(yàn)

假設(shè)飛機(jī)的初始狀態(tài)為側(cè)風(fēng)wind=10 m/s、側(cè)向偏差= 10 m、速度=78 m/s的環(huán)境下進(jìn)近下滑，其橫向狀態(tài)量的仿真試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。

圖6 10 m/s大側(cè)風(fēng)初始側(cè)向偏差10 m時(shí)飛機(jī)橫向狀態(tài)量的響應(yīng)曲線

由圖6可以看出，飛機(jī)在10 m/s的大側(cè)風(fēng)條件下進(jìn)近下滑的過程中，消除側(cè)向偏差具有較好的動(dòng)態(tài)以及穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，消除側(cè)向位移的響應(yīng)時(shí)間約為12 s，超調(diào)量小于20%且無穩(wěn)態(tài)誤差。

假設(shè)飛機(jī)的初始狀態(tài)為側(cè)風(fēng)wind=20 m/s、側(cè)向偏差=10 m、速度=78 m/s的環(huán)境下進(jìn)近下滑，其橫向狀態(tài)量的仿真試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示。

圖7 20 m/s大側(cè)風(fēng)初始側(cè)向偏差10 m時(shí)飛機(jī)橫向狀態(tài)量的響應(yīng)曲線

由圖7可以看出，飛機(jī)在20 m/s的大側(cè)風(fēng)條件下進(jìn)近下滑的過程中，消除側(cè)向偏差具有較好的動(dòng)態(tài)以及穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，消除側(cè)向位移的響應(yīng)時(shí)間約為16 s，超調(diào)量小于20%且無穩(wěn)態(tài)誤差。從圖6、圖7可以看出，飛機(jī)在下滑進(jìn)近過程中，隨著側(cè)風(fēng)的增大，安全增強(qiáng)控制系統(tǒng)消除側(cè)向偏差的時(shí)間也隨之變長，滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角的穩(wěn)態(tài)值也增加，穩(wěn)態(tài)誤差為0，超調(diào)量小于20%，可以迅速主動(dòng)改出飛機(jī)的危險(xiǎn)狀態(tài)，順利完成接下來的飛行任務(wù)。

5 結(jié)論

基于X型飛機(jī)的單機(jī)非線性六自由度的動(dòng)力學(xué)模型，分別對(duì)所設(shè)計(jì)的危險(xiǎn)高度拉起和大側(cè)風(fēng)中精密進(jìn)近的安全增強(qiáng)控制律進(jìn)行試驗(yàn)研究。研究結(jié)果表明，對(duì)于危險(xiǎn)高度拉起的安全增強(qiáng)控制律而言，對(duì)危險(xiǎn)高度進(jìn)行了假設(shè)研究，飛機(jī)在觸發(fā)拉起條件后，可以迅速改變航跡角，將飛機(jī)拉起至安全高度，雖然在滾裝角不為0的情況下，拉起高度低于預(yù)定最低安全高度，但也在可以接受的范圍內(nèi)；對(duì)于大側(cè)風(fēng)條件下的精密進(jìn)近安全增強(qiáng)控制律，在飛機(jī)進(jìn)近下滑的過程中，隨著側(cè)風(fēng)的增加，消除側(cè)向偏差的調(diào)節(jié)時(shí)間與滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角也隨之增大，但依然可以較快地改出危險(xiǎn)狀態(tài)，符合預(yù)期的設(shè)計(jì)要求。

論文及數(shù)據(jù)已進(jìn)行脫密處理。

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V241

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.01.006

2095－6835（2020）01－0021－04

白榮強(qiáng)（1992—），男，主要研究方向?yàn)轱w行品質(zhì)試驗(yàn)研究。吳行（1992—），男，主要研究方向?yàn)轱w行性能試驗(yàn)研究。

〔編輯：嚴(yán)麗琴〕