五自由度變穩飛機研制關鍵技術研究

張喆++尤俊彬

摘 要：相較于三自由度空中飛行模擬，五自由度應著重對飛機的俯仰角速率、航跡、迎角等參數進行模擬。通過在地面模擬器上對變穩控制律及飛機系統仿真試驗發現，直接升力面舵效、閉環飛控系統穩定性、操縱系統特性等方面均對模擬精度、評價效果產生影響。文章對這些方面展開進一步分析與研究，為今后的實際研制工作提供了一些有效的方法和準則，加快我國在該領域的研究進度。

關鍵詞：變穩飛機；空中飛行模擬；研究

引言

五自由度變穩飛機即在空中飛行時在五個運動自由度上對模型對象進行模擬。國外知名的五軸變穩飛機有TIFS（后期升級成為六自由度變穩飛機），VISTA等，它們主要是利用升降舵、襟翼（或稱襟副翼）、自動油門、副翼、方向舵對飛機的俯仰角速率、過載（或是迎角）、速度、滾轉角速率、側滑角動態變化進行跟蹤。

本文作者利用半物理試驗臺，對五自由度變穩控制技術進行研究和地面仿真。在地面調試時，發現直接升力舵效、控制律參數增益等均對模擬精度有較大影響。

本文首先推導線性模型跟蹤控制律的傳遞函數，分析控制律參數對控制精度的影響。利用頻域穩定性分析方法分析了同時保持高模擬精度和系統穩定性的增益調參方法。是變穩飛機控制律設計的一次優異嘗試。

1 線性模型跟蹤設計原理

對每一飛行狀態按小擾動運動方程設計，本機的運動方程表示為

從上述控制律公式可以看出，本機的控制系統中，有兩點影響跟蹤精度：（1）本機的舵面操縱效能。（2）反饋誤差增益。較大的操縱效能或反饋誤差增益，可以使Xm=X，m=成立，即達到理想的跟蹤效果。但由于舵機伺服回路非線性特性等的影響，較大的誤差反饋增益會引起飛控系統抖動乃至發。因此模型跟蹤控制律的調參原則是：在不引起飛控系統不穩定的情況下，盡量選取較大的反饋誤差增益。

2 直接升力面操縱效能影響

對于原型飛機，主要是利用襟翼作為直接升力面，來進行法向軸的控制，該機的襟翼偏度為0°～20°，產生的直接升力較小。圖1所示為利用偏度范圍為0°～20°時完成的經常模擬任務，可看出，隨著模型飛機的迎角運動范圍變大，當變化至配平迎角的±5°時，已不能很好的跟蹤。

3 頻域穩定的控制律調參方法

圖2是工程應用中使用的模型跟蹤控制律框圖。為了減小本機與模型飛機的跟隨誤差，還引入了本機的狀態反饋（圖中的補償回路），調節本機的頻率、阻尼、操縱期望參數、滾轉時間常數等參數，其簡化的閉環控制律為

u=KFX+KDUm+KPI（Xm-XP） （7）

其中KPI表示誤差反饋增益。此時的控制律原理框圖如圖2所示，其中補償回路表示KFX，前向指令表示KDUm，外回路跟蹤環表示KPI（Xm-XP）。

3.1 舵機伺服回路穩定裕度概念

對于一個控制系統而言，有必要確定其是否穩定。通常在實際工程中，利用頻率響應法來考察系統穩定性。其好處是：

（1）它全面的描述了飛機的動態。

（2）它對系統結構及階次未作任何內在的假設。頻率響應構成了非參數模型。

（3）頻率響應的定義可以針對穩定系統也可針對不穩定系統。

（4）當飛機動態是非線性時（如氣動非線性、磁滯非線性，甚至作動器飽和），用傅立葉變換得到的頻率響應函數構成了描述函數。即能最好的描述系統的非線性行為的線性模型。

3.2 離散傅立葉變換

4 仿真計算及結果分析

針對直接升力面操縱效能不足的情況，國外工程中使用的方法是增大飛機襟翼面積和增加襟翼的偏度范圍。在本文的仿真計算中，可以增大氣動模塊中襟翼偏度范圍。具體做法是對襟翼舵效的進行外插，以計算增加的偏度。

對于頻域穩定的控制律增益調參，可從大到小設幾組參數，分別計算各組增益的幅值裕度和相位裕度，當幅值裕度？叟6dB和相位裕度？叟45°作為增益參數的臨界值。以升降舵回路為例。表1為計算的各組參數的幅值裕度和相位裕度，圖3至圖5為各組參數的伯德圖。

其他各回路按此方法，能得出最佳控制律增益。

圖6為當增大襟翼偏度范圍，選取最優控制律增益的仿真結果。任務為進場著陸段的模型跟蹤飛行，進入狀態點為高度500米，速度為270Km/h，距機場距離為1Km，在場高100m時，進行糾偏著陸，對準另一條跑道完成進場。

5 結束語

本文通過數值仿真計算，分析了直接升力面舵效、閉環飛控系統穩定性等方面對五自由度變穩控制律的模擬精度、評價效果產生影響。通過研究發現，提高直接升力面舵效、進行控制律的精心調參設計能進一步調高模擬精度和控制性能，對今后開展科研工作起到有效幫助。

參考文獻

[1]周自全，張子彥.飛行品質和飛行安全[J].飛行力學，2009，27（2）：1-6.

[2]George C. Nield IV， A Model-Following Technique for Insensitive Aircraft Control Systems， ADA-106742，1963.

[3]周自全，趙永杰.空中飛行模擬與電傳飛機飛行試驗[J].飛行力學，2005，23（2）：19-22.

[4]徐鑫福，馮亞昌.飛機飛行操縱系統[M].北京：北京航空航天大學出版社，1989.

[5]PAUL R. MOTYKA，The theory and flight verification of the model-following control system for the air force total in-flight simulator， AIAA Paper No.71-961，1971.

[6]PAUL R. MOTYKA， A Classical Approach to The Design of Model-Following Control Systems. AIAA Paper No.74-0913，1974.

[7]劉興堂，呂杰，周自全.空中飛行模擬器[M]. 北京：航空工業出版社，2003.

[8]湯連剛，李存寶.變穩飛機和飛行品質試飛的體會和評述[J].飛行力學，1989，04（10）：87-91.