過載/迎角邊界保護控制律仿真研究

王婷, 王博, 李德尚

(1.中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089;2.中航工業西安飛機設計研究所 飛控所, 陜西 西安 710089)

0 引言

現代飛機普遍采用多余度電傳控制系統,大大增強了機動能力,擴張了飛行包線,隨之而來的是飛機操縱特性的較大變化。為了實現全飛行包線內的飛行員大幅度地無憂慮操縱,必須引入飛行邊界保護功能,在飛行員拉桿極限時保證飛機能夠達到而且不超過限制迎角或限制過載。因此提出了迎角邊界限制器,其設計經歷了硬限制、軟限制(包括反饋限制和比較限制)等階段。例如,美國早期的F-8C飛機采用了硬限制方式,F-4的生存控制系統采用了單級折線式軟限制方式,F-16生存控制系統采用了二級折線式軟限制方式,屬于反饋限制方案[1]。我國目前在戰斗機上對相關控制算法進行了驗證,但在大型飛機上的相應控制算法研究較少。

1 控制原理

圖1 飛行區域劃分Fig.1 Flight envelope division

對于電傳控制系統的邊界保護分為兩個方面,過載保護和迎角限制。對于常規飛行器,在飛行包線內一定存在著某個速壓q*使Δnymax=Δny(αmax)。如果q>q*,則只需限制過載;如果q

實現全包線范圍內的過載/迎角邊界保護有如下兩種典型方案:

(1)按規律調節駕駛桿俯仰操縱到操縱面的傳遞函數;

(2)在迎角和過載接近限制值時,在有靜差或無靜差系統中增加附加的迎角到舵面的反饋或附加的過載到舵面的反饋[2-3]。

1.1 過載限制

圖2 桿位移-過載限制曲線Fig.2 Stick displacement-overload control curve

由圖2可以得到:

Δny=

1.2 迎角保護

圖3 迎角操縱期望曲線Fig.3 Angle of attack desired curve

由圖3可以得到:

1.3 過載/迎角邊界保護轉換

對無靜差控制增穩系統,通過選擇適當的控制律算法和參數,可自動實現給定限制。當低動壓限制迎角、高動壓限制過載時,需考慮限制參數轉換的問題。本文采取大值轉換邏輯實現邊界保護功能。

2 控制律設計

2.1 過載限制回路設計

引入縱向陀螺信號,采用如下自動控制算法實現過載限制控制:

過載限制控制系統框圖如圖4所示。

若飛機方程采用短周期形式:

則圖4所示控制系統對應的過載響應為:

式中,Δnyc為指令過載,依據過載限制曲線計算獲得。通過指令過載與飛機響應過載的傳遞函數可知,在穩態時:

Δny(t→∞)=Δnyc

可以看出,圖4所示的過載限制控制系統可實現指令過載的期望控制。按照圖2調節桿位移指令到過載指令的傳動關系,可精確實現過載邊界限制。

圖4 過載限制控制系統Fig.4 The control loop of overload limitation system

2.2 過載/迎角邊界保護回路設計

過載/迎角邊界保護控制系統框圖如圖5所示。為實現圖3所示的期望迎角操縱曲線,采用下式控制算法,按照取大值邏輯引入迎角反饋信號實現。

圖5 過載/迎角邊界保護控制系統Fig.5 The control loop of overload/AOA protection system

圖5所示控制結構可實現如下控制邏輯:

式中,Cypf為平飛升力系數。

此時控制律為:

采用飛機短周期響應進行分析,穩態時有:

α=

3 仿真驗證

本文選取某機高空低速巡航和高空高速巡航兩個飛行狀態對過載/迎角邊界保護控制律進行了仿真驗證。對于過載限制控制律驗證選取狀態點:H0=5000 m,V0=203.3 m/s,nymax=2.5。

該狀態點位于圖1中的C區域,過載先于迎角達到限制值。為實現過載限制采取如圖6所示的桿位移-過載指令仿真曲線。當飛行員拉桿到極限時,過載仿真曲線如圖7所示。

圖6 桿位移-過載指令仿真曲線Fig.6 Stick displacement-overload desired simulation curve

圖7 過載限制仿真曲線Fig.7 Overload limitation simulation results

圖8 桿位移-迎角指令曲線Fig.8 Stick displacement-AOA desired curve

當飛行員拉桿至極限時,飛機迎角響應曲線穩定于限制迎角αmax,過載穩定于一個小于限制過載的值,仿真曲線如圖9所示。

由仿真結果可以看出,在圖5所示的增穩控制回路的基礎上,采用指令過載限制以及最大值切換的反饋迎角限制可以實現低動壓限制迎角、大動壓限制過載的功能。并且在線性仿真階段與理論分析結果相吻合。

圖9 迎角限制仿真曲線Fig.9 AOA limit simulation results

4 結束語

本文在設計過載/迎角邊界保護控制器時,對飛行包線進行了區域劃分,引入了過載/迎角操縱期望曲線。采用調節指令梯度限制過載,引入迎角比例積分控制限制迎角的方案。詳細分析了過載/迎角限制的控制算法,給出了關鍵參數的理論計算。最后采用某型飛機不同飛行包線區域的狀態數據進行了仿真驗證。結果表明，采用此種控制律可實現過載與迎角的安全限制，同時采用取大值的轉換邏輯可實現邊界保護的自動轉換和無靜差控制要求，具有一定的工程應用價值。

本文僅對常規布局飛機的邊界保護控制方案進行了論述,對于非常規布局的飛機可考慮引入其他輔助操縱面的實現邊界保護,如鴨翼、推力矢量等。

參考文獻：

[1] 王華友,高亞奎,李振水,等.大型飛機迎角、過載限制器設計[J].飛行力學,2009,27(4):35-38.

[2] Zeki Dikitas. Evaluation of the AOA limiter of the F-16 C/D aircraft [R].AFIT/GEENG/86D-9,1986.

[3] Buckner J K,Walker J E,Clark C K.The design of the F-16 high alpha flight control characteristics and control system concept [R].USA:Aerospace,IAA,A79-23577,1979.

[4] 張喜平,陳宗基.迎角過載邊界限制器的設計方法[J].航空學報,1995,16(1):88-92.

[5] 高浩,陳躍.大迎角限制器設計與飛機敏捷性[J].飛行力學,1994,12(2):21-26.