民用飛機滾轉角限制器設計與分析

陳 磊上海飛機設計研究院陳磊，男，碩士研究生，上海飛機設計研究院飛機設計師，研究方向為工程模擬器和飛行仿真技術。

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民用飛機滾轉角限制器設計與分析

陳 磊
上海飛機設計研究院
陳磊，男，碩士研究生，上海飛機設計研究院飛機設計師，研究方向為工程模擬器和飛行仿真技術。

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本文對飛機邊界控制中的滾轉角限制技術進行了分析，給出了一種滾轉角限制器設計方案，對設計的滾轉角限制器的工作原理進行了描述；然后基于一種典型民用飛機進行了滾轉角限制器設計，并使用Matlab/ Simulink軟件建立了滾轉角限制器仿真模型；最后對飛機滾轉角限制器模型進行了仿真驗證，結果表明設計的滾轉角限制器方案是可行的，可應用于工程實際。

目前，在飛機上可實現的主動控制技術包括放寬靜穩定性、邊界控制、陣風載荷減緩、機動載荷減緩等。其中邊界控制指的是通過在電傳飛行控制系統中加入邊界保護控制律，使飛機的某些重要飛機參數（包括迎角、滾轉角、空速等）能夠自動地被限制在規定的邊界范圍內，增強了飛機大迎角和大過載時操縱穩定性，減輕了駕駛員的心理和體力負擔，實現了飛行員期望的“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的安全。

當前飛機上使用比較廣泛的邊界控制技術主要有迎角限制、過載限制、俯仰角限制、速度限制、滾轉角限制等，本文主要對滾轉角限制技術進行了分析，給出了一種滾轉角限制設計方案，然后基于一種典型飛機進行了滾轉角限制器控制律設計，最后對設計的滾轉角限制器控制律進行了仿真驗證。

滾轉角限制方案

民用飛機橫向機動幅值較小，從安全性和乘客舒適性角度出發，必須對滾轉角做出限制，因此需要設計滾轉角保護限制器，當滾轉角達到較大值時，啟動保護模塊限制滾轉角增長，以實現駕駛員無憂飛行。正常情況下，側向運動的滾轉操縱使用側桿或駕駛桿來完成，其偏度被處理成滾轉角速度引導信號。

基于一種典型飛機對滾轉角限制器進行設計，最大允許滾轉角速度為20o/s，對應駕駛桿滿行程。滾轉角限制器啟動值為滾轉幅度25°，最大允許滾轉角為35°。根據上述思路，滾轉角限制工作原理下：

當滾轉角小于25°時，保持控制增穩模態，駕駛桿輸入對應滾轉角速度指令；

當滾轉角大于25°時，具有穩定的螺旋模態，提供最大滾轉角限制功能，最大可達滾轉角對應于駕駛桿滿行程操縱。當駕駛桿回到中立位置后，滾轉角回復到25°以下，起到滾轉角保護功能。

設計的滾轉角保護限制器結構見圖1所示。根據設計目標，當傾斜角大于啟動值后，自動削弱可得滾轉角速度指令，直到達到最大允許滾轉角時，將滾轉角速度指令置為零。

滾轉角限制器仿真模型

橫側向控制律結構

圖1 滾轉角限制器結構圖

滾轉角限制器控制以橫側向控制增穩控制律為內環，在沒有觸發滾轉角限制功能時，飛機執行正常的橫側向增穩控制律功能，滿足滾轉角限制條件時，將觸發滾轉角限制功能。

圖2 橫側向控制增穩控制系統結構圖

圖3 設計的滾轉角限制器仿真模型

圖4 滾轉角響應曲線

橫側向控制增穩系統設計的目的是改善荷蘭滾模態特性，減小階躍副翼引起的側滑幅值。一種典型飛機橫側向控制增穩系統結構見圖2所示。

在橫側向控制增穩系統中，滾轉速率反饋可以有效地減小滾轉時間常數和滾轉-螺旋耦合。

在側向通道中，經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和協調轉彎中偏航速率引起的常值側滑；經過滯后超前網絡的側向過載反饋可以增加航向靜穩定性，超前的作用補償了由于高通濾波器時間常數過小導致的荷蘭滾頻率和阻尼的降低；副翼-方向舵交聯信號用以克服副翼偏航力矩，降低副翼操縱時的滾轉速率和側滑反應中的荷蘭滾模態分量，減小滾轉-側滑耦合，改善滾轉操縱特性。

側向通道中的滾轉速率交聯包括經一階網絡校正的滾轉速率交聯信號和滾轉速率與迎角的乘積信號。前者可以有效地減小螺旋模態和穩態的側滑角，消除側滑慢漂現象；后者可有效地補償隨迎角增加而減小的荷蘭滾阻尼，抵消在滾轉操縱中由偏航速率反饋引起的不利偏航力矩，減小滾轉速率響應中的荷蘭滾分量和側滑響應幅值。

滾轉角限制器仿真模型

根據圖1設計的滾轉角限制器，使用Matlab軟件建立滾轉角限制器仿真模型，見圖3所示。

其中，仿真模型中Kwx、Knz、Kr、Kgama、Kinput為在不同平衡點處需要調節的參數，本文采用直接搜索算法來確定上述參數。

仿真結果及分析

基于一種典型飛機，在高空巡航構型狀態下（高度為11000m，馬赫數為0.64），駕駛桿盤施加入最大滾轉角速率20o/s的指令，對設計的滾轉角限制器進行數字仿真驗證。

滾轉角限制器調節參數為：Kwx = 1.8676，Knz= 5.6047，Kr = -0.0246，Kgama = 2.0775，Kinput = 10.2967。

滾轉角響應曲線見圖4所示。

由滾轉角響應曲線可知，駕駛桿盤施加入最大滾轉角速率20o/s的指令后，滾轉角迅速增加，滾轉角達到25o時，駕駛桿盤指令滾轉角，啟動滾轉角限制功能，削弱可得滾轉角速度指令，滾轉角達到最大允許滾轉角35o時，在滾轉角限制功能的作用，滾轉角保持不變，直到10s后撤去駕駛桿盤輸入指令，滾轉角回落到25o左右。

結語

通過以上仿真結果可以得出，設計的滾轉角限制器功能能夠達到設計的預期效果，滾轉角限制器限制飛機滾轉角不超過規定的35°最大值，并且釋放駕駛桿盤后，滾轉角能夠回落到的滾轉角限制啟動值附近，因此表明設計的滾轉角限制器方案是可行的，可應用于工程實際。

10.3969/j.issn.101- 8972.2016.12.036