民用飛機氣動伺服彈性穩定性分析研究

匡群　趙晶慧　劉軍

【摘 要】本文以采用電傳控制的民用飛機為背景，闡述了民用飛機氣動伺服彈性穩定性分析的背景和必要性。在此基礎上，介紹了氣動伺服彈性穩定性分析狀態點的選取、分析模型的搭建，對影響氣動伺服彈性穩定性的因素進行嚴酷性分析，并結合氣動伺服彈性穩定性設計要求，給出氣動伺服彈性穩定性優化設計方案，完成氣動伺服彈性穩定性優化設計與評估。氣動伺服彈性穩定性分析的方法，可應用于電傳民用飛機的設計、驗證。

【關鍵詞】氣動伺服彈性穩定性；結構陷波器；濾波器；穩定裕度

【Abstract】Based on a certain civil aircraft which adopts fly-by-wire control，the background and the necessity of aero servo elasticity stability analysis are depicted.On the basis of these，the selection of analysis state points and the construction of aero servo elasticity stability analysis model are introduced.The inclemency of factors which affect the aero servo elasticity stability is analyzed.Integrated with the aero servo elasticity stability design requirement，the design scheme is presented，the optimal design and evaluation of aero servo elasticity stability are accomplished.The aero servo elasticity stability analysis method can be used in fly-by-wire civil aircraft design and validation.

【Key words】Aero servo elasticity stability；Notch filter；Filter；Stability margin

0 引言

隨著航空科技的發展，運輸類飛機越來越多地采用電傳飛控技術，通過反饋速率、過載等信號實現增穩控制，反饋回路的引入改善了系統的模態特性，改善了飛機的整體性能，提高了飛機的安全性水平，在一定程度上減輕了飛行員的工作負荷。閉環控制帶來優勢的同時，反饋回路的引入帶來結構模態響應的信號，易與控制律回路產生耦合振蕩，因此，需要對控制回路的氣動伺服彈性（ASE，Aero Servo Elasticity）穩定性進行分析，保證飛行安全。本文以某型民用飛機航向反饋回路ASE穩定性分析為例，給出ASE穩定性分析和迭代優化設計流程與方案，并對迭代優化設計結果進行評估。

1 ASE穩定性分析背景

當飛機受到大氣擾動或飛行員操縱飛機運動后，反饋回路中的傳感器將含有結構模態響應的信號傳輸給控制律，經控制律計算后，通過作動器驅動飛機運動，改變飛機的響應。

閉環控制飛機結構圖如圖1所示。

采用閉環控制的飛機，反饋回路如果設計不當，產生的耦合振蕩將導致嚴重的后果，例如：飛機響應發散失控、飛機結構損壞等。因此，通常在控制律中設計有專門的濾波環節，防止控制律與飛機之間出現不利的耦合[1]。在完成控制律回路中濾波器的設計后，需要對ASE穩定性進行評估，以評定結構模態濾波器的設計。

飛機設計是不斷迭代更新的過程，完成濾波器設計后，后期當飛機狀態（如飛機減重）、控制律設計輸入（如氣動數據）發生變化和更新時，需評估變化和更新造成的影響，對前期設計的濾波器、飛機的ASE穩定性進行檢查，針對不滿足設計要求的情況制定迭代優化設計方案、進行迭代優化設計，確保飛機滿足操縱性和穩定性設計要求，防止飛機和操縱面產生彈性耦合振蕩運動，保證飛機安全。

1.1 控制律概況

某型飛機航向控制律使用來自慣性基準系統（IRS，Inertial Reference System）的偏航角速率信號構成反饋用于改善荷蘭滾模態特性，由于來自IRS的偏航信號中含有飛機結構模態響應信號，因此，需對方向舵到偏航角速率回路進行結構濾波設計。

1.2 濾波器形式

航向反饋回路中偏航角速率信號濾波環節由結構陷波器和二階低通濾波器這兩種濾波器構成。

2 ASE穩定性設計要求

民用飛機ASE穩定性方面的要求如下：

為了解決可能出現的氣動伺服彈性不穩定問題，應合理選擇傳感器的安裝位置。另外還應在控制律回路中引入結構陷波器，使閉環回路在一階模態以上頻率滿足至少9dB的幅值裕度要求[1]。

3 ASE穩定性分析與優化

3.1 ASE穩定性分析與優化流程

ASE穩定性分析與優化的流程如圖3所示，當飛機狀態（如飛機減重）、控制律設計輸入（如氣動數據）發生變化和更新時，需評估變化和更新造成的影響，評估是否存在ASE穩定性不符合設計要求的情況，如果存在，則需要選擇分析狀態點、搭建分析模型，并分析不同因素對ASE穩定性的影響，根據分析的結果，制定ASE穩定性優化設計方案，完成優化設計后，需要再次對照設計要求對ASE穩定性進行評估。

3.2 分析狀態點選取

飛機ASE穩定性分析狀態點的選取基于飛機重量、重心、裝載、動壓和高度這五個參數，選取的狀態點覆蓋飛機臨界飛行重量、重心，以檢驗所有影響飛機ASE穩定性的因素，在整個飛行包線范圍內檢驗飛機的ASE穩定性。

3.3 分析模型

ASE穩定性測試在“飛機和控制系統”回路閉環的情況下進行，在作動器指令處斷開，通過對反饋信號到舵面的開環傳遞函數穩定裕度的考察來分析飛機的ASE穩定性。航向控制律ASE穩定性分析模型結構圖如圖4所示，由作動器模型、飛機主舵面偏轉引起的慣導處頻率響應（FRF，Frequency response function）、IRS模型、濾波器、控制律、系統時延組成。

在分析時，考察結構陷波器設計的魯棒性，對FRF數據分別進行提前0.5Hz、滯后0.5Hz處理，使用處理后的數據再次進行ASE穩定性分析，且仍需滿足9db的幅值裕度要求。

3.4 優化方案

對先期設計的控制律反饋回路的ASE穩定性進行檢查，發現當飛機狀態（如飛機減重）、控制律設計輸入（如氣動數據）變化和更新后，某些狀態點處閉環回路不能滿足9dB的穩定裕度設計要求。根據ASE穩定性評估結果，對照設計要求，優化濾波器參數，使結構彈性振動幅值衰減到-9dB以下。

考慮到在結構模態耦合地面試驗前，飛機的彈性模型仍存在較大的不確定性，如果通過改變結構陷波器參數來優化存在一定的技術風險。因此，本文優化的是二階低通濾波器參數和控制律反饋增益。通過調整二階低通濾波器頻率將機體結構振動的頻響幅值在設計頻率處快速衰減，改動小，且可將飛機高于設計頻率的全部結構振動模態衰減，使結構彈性振動幅值衰減到-9dB以下，達到優化設計的目的。盡管二階低通濾波帶來較大的相位滯后，但通過評估仍在飛行品質可接受范圍內，即在滿足飛行品質和ASE要求的前提下，犧牲部分飛行品質性能，提高ASE的魯棒性。

根據控制律ASE穩定性檢查時得出的結果，選擇最嚴酷的情況（安裝位置靠近機頭的IRS位置處、縫翼放下、FRF數據滯后），根據此情況下超出9dB穩定裕度的最小頻率值，調整二階低通濾波器頻率參數進行優化。

3.5 優化設計結果檢查

濾波器參數優化后所對應的航向方向舵到偏航角速率開環頻響如圖5所示。

4 結論

本文介紹了民用飛機氣動伺服彈性穩定性分析產生的背景和必要性，對采用閉環控制的飛機氣動伺服彈性穩定性進行分析研究，考慮了襟縫翼收放、傳感器安裝位置、FRF數據提前和滯后對氣動伺服彈性穩定性的影響，選擇最嚴酷的狀態點進行設計并進行了優化，保證飛機的氣動伺服彈性穩定性在整個飛行包線內均滿足設計要求。本文所采用的結構陷波器滿足民機氣動伺服彈性穩定性的要求，可應用于采用閉環控制的民用飛機的設計、驗證。

【參考文獻】

[1]MIL-F-9490D.Flight Control Systems-Design，Installation and Test of Piloted Aircraft General Specification[S].

[責任編輯：田吉捷]