民用飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角限制器設(shè)計(jì)與分析

1、民用飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角限制器設(shè)計(jì)與分析陳 磊 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 陳磊，男，碩士研究生，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院飛機(jī)設(shè)計(jì)師，研究方向?yàn)楣こ棠M器和飛行仿真技術(shù)?！酒诳Q】中國科技信息【年(卷),期】2016(000)012【總頁數(shù)】2link評估值175萬appraisementindustry本文對飛機(jī)邊界控制中的滾轉(zhuǎn)角限制技術(shù)進(jìn)行了分析，給出了一種滾轉(zhuǎn)角限制器設(shè)計(jì)方案，對設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角限制器的工作原理進(jìn)行了描述；然后基于一種典型民用飛機(jī)進(jìn)行了滾轉(zhuǎn)角限制器設(shè)計(jì)，并使用Matlab/ Simulink軟件建立了滾轉(zhuǎn)角限制器仿真模型；最后對飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角限制器模型進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角限制器方案是可

2、行的，可應(yīng)用于工程實(shí)際。目前，在飛機(jī)上可實(shí)現(xiàn)的主動(dòng)控制技術(shù)包括放寬靜穩(wěn)定性、邊界控制、陣風(fēng)載荷減緩、機(jī)動(dòng)載荷減緩等。其中邊界控制指的是通過在電傳飛行控制系統(tǒng)中加入邊界保護(hù)控制律，使飛機(jī)的某些重要飛機(jī)參數(shù)（包括迎角、滾轉(zhuǎn)角、空速等）能夠自動(dòng)地被限制在規(guī)定的邊界范圍內(nèi)，增強(qiáng)了飛機(jī)大迎角和大過載時(shí)操縱穩(wěn)定性，減輕了駕駛員的心理和體力負(fù)擔(dān)，實(shí)現(xiàn)了飛行員期望的“無憂慮”操縱，大大減小因駕駛員操作處置失誤引起的飛行事故，保證了飛行員與飛機(jī)的安全。當(dāng)前飛機(jī)上使用比較廣泛的邊界控制技術(shù)主要有迎角限制、過載限制、俯仰角限制、速度限制、滾轉(zhuǎn)角限制等，本文主要對滾轉(zhuǎn)角限制技術(shù)進(jìn)行了分析，給出了一種滾轉(zhuǎn)角限制設(shè)計(jì)方案

3、，然后基于一種典型飛機(jī)進(jìn)行了滾轉(zhuǎn)角限制器控制律設(shè)計(jì)，最后對設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角限制器控制律進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。滾轉(zhuǎn)角限制方案民用飛機(jī)橫向機(jī)動(dòng)幅值較小，從安全性和乘客舒適性角度出發(fā)，必須對滾轉(zhuǎn)角做出限制，因此需要設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角保護(hù)限制器，當(dāng)滾轉(zhuǎn)角達(dá)到較大值時(shí)，啟動(dòng)保護(hù)模塊限制滾轉(zhuǎn)角增長，以實(shí)現(xiàn)駕駛員無憂飛行。正常情況下，側(cè)向運(yùn)動(dòng)的滾轉(zhuǎn)操縱使用側(cè)桿或駕駛桿來完成，其偏度被處理成滾轉(zhuǎn)角速度引導(dǎo)信號?；谝环N典型飛機(jī)對滾轉(zhuǎn)角限制器進(jìn)行設(shè)計(jì)，最大允許滾轉(zhuǎn)角速度為20o/s，對應(yīng)駕駛桿滿行程。滾轉(zhuǎn)角限制器啟動(dòng)值為滾轉(zhuǎn)幅度25，最大允許滾轉(zhuǎn)角為35。根據(jù)上述思路，滾轉(zhuǎn)角限制工作原理下：當(dāng)滾轉(zhuǎn)角小于25時(shí)，保持控制增穩(wěn)模態(tài)，

4、駕駛桿輸入對應(yīng)滾轉(zhuǎn)角速度指令；當(dāng)滾轉(zhuǎn)角大于25時(shí)，具有穩(wěn)定的螺旋模態(tài)，提供最大滾轉(zhuǎn)角限制功能，最大可達(dá)滾轉(zhuǎn)角對應(yīng)于駕駛桿滿行程操縱。當(dāng)駕駛桿回到中立位置后，滾轉(zhuǎn)角回復(fù)到25以下，起到滾轉(zhuǎn)角保護(hù)功能。設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角保護(hù)限制器結(jié)構(gòu)見圖1所示。根據(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)，當(dāng)傾斜角大于啟動(dòng)值后，自動(dòng)削弱可得滾轉(zhuǎn)角速度指令，直到達(dá)到最大允許滾轉(zhuǎn)角時(shí)，將滾轉(zhuǎn)角速度指令置為零。滾轉(zhuǎn)角限制器仿真模型橫側(cè)向控制律結(jié)構(gòu)滾轉(zhuǎn)角限制器控制以橫側(cè)向控制增穩(wěn)控制律為內(nèi)環(huán)，在沒有觸發(fā)滾轉(zhuǎn)角限制功能時(shí)，飛機(jī)執(zhí)行正常的橫側(cè)向增穩(wěn)控制律功能，滿足滾轉(zhuǎn)角限制條件時(shí)，將觸發(fā)滾轉(zhuǎn)角限制功能。橫側(cè)向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的目的是改善荷蘭滾模態(tài)特性，減小階躍副

5、翼引起的側(cè)滑幅值。一種典型飛機(jī)橫側(cè)向控制增穩(wěn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見圖2所示。在橫側(cè)向控制增穩(wěn)系統(tǒng)中，滾轉(zhuǎn)速率反饋可以有效地減小滾轉(zhuǎn)時(shí)間常數(shù)和滾轉(zhuǎn)-螺旋耦合。在側(cè)向通道中，經(jīng)過高通濾波的偏航速率反饋可增加荷蘭滾阻尼，高通濾波器用以消除在滾轉(zhuǎn)和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎中偏航速率引起的常值側(cè)滑；經(jīng)過滯后超前網(wǎng)絡(luò)的側(cè)向過載反饋可以增加航向靜穩(wěn)定性，超前的作用補(bǔ)償了由于高通濾波器時(shí)間常數(shù)過小導(dǎo)致的荷蘭滾頻率和阻尼的降低；副翼-方向舵交聯(lián)信號用以克服副翼偏航力矩，降低副翼操縱時(shí)的滾轉(zhuǎn)速率和側(cè)滑反應(yīng)中的荷蘭滾模態(tài)分量，減小滾轉(zhuǎn)-側(cè)滑耦合，改善滾轉(zhuǎn)操縱特性。側(cè)向通道中的滾轉(zhuǎn)速率交聯(lián)包括經(jīng)一階網(wǎng)絡(luò)校正的滾轉(zhuǎn)速率交聯(lián)信號和滾轉(zhuǎn)速率與迎角的乘

6、積信號。前者可以有效地減小螺旋模態(tài)和穩(wěn)態(tài)的側(cè)滑角，消除側(cè)滑慢漂現(xiàn)象；后者可有效地補(bǔ)償隨迎角增加而減小的荷蘭滾阻尼，抵消在滾轉(zhuǎn)操縱中由偏航速率反饋引起的不利偏航力矩，減小滾轉(zhuǎn)速率響應(yīng)中的荷蘭滾分量和側(cè)滑響應(yīng)幅值。滾轉(zhuǎn)角限制器仿真模型根據(jù)圖1設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角限制器，使用Matlab軟件建立滾轉(zhuǎn)角限制器仿真模型，見圖3所示。其中，仿真模型中Kwx、Knz、Kr、Kgama、Kinput為在不同平衡點(diǎn)處需要調(diào)節(jié)的參數(shù)，本文采用直接搜索算法來確定上述參數(shù)。仿真結(jié)果及分析基于一種典型飛機(jī)，在高空巡航構(gòu)型狀態(tài)下（高度為11000m，馬赫數(shù)為0.64），駕駛桿盤施加入最大滾轉(zhuǎn)角速率20o/s的指令，對設(shè)計(jì)的滾轉(zhuǎn)角限制器進(jìn)行數(shù)字仿真驗(yàn)證。滾轉(zhuǎn)角限制器調(diào)節(jié)參數(shù)為：Kwx = 1.8676，Knz= 5.6047，Kr = -0.0246，Kgama = 2.0775，Kinput = 10.2967。滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線見圖4所示。由滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線可知，駕駛桿盤施加入最大滾轉(zhuǎn)角速率20o/s的指令后，滾轉(zhuǎn)角迅速增加，滾轉(zhuǎn)角達(dá)到25o時(shí)，駕駛桿盤指令滾轉(zhuǎn)角，啟動(dòng)滾轉(zhuǎn)角限制功能，削弱可得滾轉(zhuǎn)角速度指令，滾轉(zhuǎn)角達(dá)到最大允許滾轉(zhuǎn)角35o時(shí)，在滾轉(zhuǎn)角限制功能的作用，滾轉(zhuǎn)角保持不變，直到10s后撤去駕駛桿盤輸入指令，滾轉(zhuǎn)角回落到25o左右。結(jié)語通過以上仿真結(jié)果可以得