電傳飛行控制系統(tǒng)飛機(jī)飛行員誘發(fā)振蕩機(jī)理研究

張喆++韓意新

摘 要：隨著航空技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代航空器普遍采用高增益電傳飛行控制系統(tǒng)，其一方面使飛機(jī)飛行品質(zhì)不斷提高，但另一方面又使飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)特性越來越復(fù)雜。美國國家研究委員會(huì)對(duì)裝備有電傳飛行控制系統(tǒng)飛機(jī)進(jìn)行了專門研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)幾乎所有部分或全部裝備有電傳飛行控制系統(tǒng)的飛機(jī)在研發(fā)過程中都曾遭遇過駕駛員誘發(fā)振蕩（Pilot Induced Oscillations，PIO）事件[1-2]，甚至誘發(fā)了嚴(yán)重的飛行事故。PIO已成為威脅電傳飛機(jī)飛行安全的重要因素[3]。文章以電傳飛機(jī)人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)為研究對(duì)象，探究電傳操縱飛機(jī)中誘發(fā)PIO產(chǎn)生的關(guān)鍵影響因素，分析人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性的變化規(guī)律，揭示PIO產(chǎn)生的機(jī)理，為新型電傳飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)、試飛等提供參考。

關(guān)鍵詞：電傳飛行控制系統(tǒng)；飛行員誘發(fā)振蕩；機(jī)理

1 電傳飛行控制系統(tǒng)模型

電傳操縱系統(tǒng)是指利用電氣信號(hào)形成操縱指令，通過電線（電纜）實(shí)現(xiàn)飛行員對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行操縱（控制）的飛行控制系統(tǒng)[4]。工程界比較一致的觀點(diǎn)是：“利用反饋控制原理而使飛行器運(yùn)動(dòng)成為被控參量的電氣飛行控制系統(tǒng)”[5]。某型飛機(jī)的電傳操縱系統(tǒng)是模擬式四余度電傳操縱系統(tǒng)[6]，如圖1所示，該型飛機(jī)縱向電傳控制系統(tǒng)組成包括：

（1）電信號(hào)指令通路

電信號(hào)相較于機(jī)械位移信號(hào)在傳遞過程中具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)：允許按照控制率設(shè)計(jì)添加各種校正環(huán)節(jié)，包括典型的位移和速率限制、PID控制、信號(hào)濾波、參數(shù)調(diào)整，幅值和相位補(bǔ)償與限制等手段，能夠方便的設(shè)計(jì)系統(tǒng)品質(zhì)。基于電信號(hào)的優(yōu)越傳輸方式，電傳操控系統(tǒng)依靠電信號(hào)指令傳遞各種信號(hào)，從而避免了傳動(dòng)機(jī)械操縱系統(tǒng)重量大、效率低的弊端。與機(jī)械操縱系統(tǒng)的本質(zhì)區(qū)別是，駕駛員通過電傳操控系統(tǒng)直接指令飛機(jī)的響應(yīng)，舵面偏轉(zhuǎn)角度和速率僅成為控制環(huán)節(jié)的中間過程，避免了駕駛員直接操縱舵面帶來的駕駛員負(fù)荷過大的弊端。

（2）前向通路

前向通路能夠提供快速的操縱響應(yīng)，使駕駛員能夠快速感受到飛機(jī)的變化。駕駛員給出操縱指令，經(jīng)濾波器輸出后與反饋信號(hào)綜合（一般包括法向過載、迎角和俯仰角速率），通過迎角等限制環(huán)節(jié)，進(jìn)入增益調(diào)節(jié)環(huán)節(jié)。隨著飛行狀態(tài)的改變（包括飛行速度和飛行高度等參數(shù)），開環(huán)增益不斷變化，通常通過預(yù)設(shè)的插值表實(shí)現(xiàn)，目的是獲得最佳的舵面操縱效率，其作用相當(dāng)于傳統(tǒng)機(jī)械操縱系統(tǒng)中的系統(tǒng)力臂調(diào)節(jié)器。該設(shè)計(jì)對(duì)人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的操縱穩(wěn)定性至關(guān)重要。

（3）反饋通路

閉環(huán)操縱是確保電傳操縱系統(tǒng)穩(wěn)定的前提條件。對(duì)于飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)，通常選取法向過載、迎角和俯仰角速率進(jìn)行反饋。通過前向通路和反饋通路，實(shí)現(xiàn)電傳操縱系統(tǒng)的控制增穩(wěn)功能。縱向反饋信號(hào)的增益依據(jù)飛機(jī)構(gòu)型和飛行狀態(tài)的不同而插值得出。反饋信號(hào)經(jīng)過濾波器過濾噪聲信號(hào)并疊加，與前向通路中的過載指令信號(hào)綜合構(gòu)成了控制增穩(wěn)回路。

2 電傳飛控系統(tǒng)與PIO的矛盾聯(lián)系

在電傳飛控系統(tǒng)中，對(duì)PIO產(chǎn)生影響的系統(tǒng)參數(shù)頗多，有的影響系統(tǒng)傳輸信號(hào)的幅值，有的影響傳輸信號(hào)的相位差，有的對(duì)兩者都有影響。這些潛在的影響因素包括：桿力特性，系統(tǒng)傳動(dòng)系數(shù)與增強(qiáng)系統(tǒng)增益，飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換，有效飛機(jī)過度時(shí)間延遲，非線性因素等。

2.1 人工感覺系統(tǒng)與PIO的聯(lián)系

具有現(xiàn)代操縱系統(tǒng)的飛機(jī)已將氣動(dòng)舵面載荷與駕駛桿進(jìn)行了隔離，使駕駛員無法感受操縱力的大小，為此需用“人工感覺系統(tǒng)”提供必要的“人工感覺”，模擬駕駛員操縱力與操縱面位置之間的動(dòng)態(tài)反饋關(guān)系。

圖2是兩種感力系統(tǒng)階躍滾轉(zhuǎn)及滾轉(zhuǎn)加速度的時(shí)間響應(yīng)曲線。其中快感力系統(tǒng)C的響應(yīng)具有急劇變化的初始加速度，駕駛員飛行品質(zhì)評(píng)分等級(jí)為7，并呈現(xiàn)PIO趨勢(shì)，慢感力系統(tǒng)D的響應(yīng)加速度峰值較小，并且具有較小的初始延遲滾轉(zhuǎn)加速度變化率。對(duì)駕駛員來說，由感力系統(tǒng)濾波器產(chǎn)生的高頻衰減是有益的，并使飛行品質(zhì)明顯變好。在兩個(gè)系統(tǒng)總的時(shí)間延遲相同的條件下，后者的駕駛員評(píng)分為4級(jí)，這表明由于感力系統(tǒng)的這種平滑效應(yīng)，使時(shí)間延遲的允許容限增加了。這些實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)一步表明了允許時(shí)間延遲看來是初始響府形狀的函數(shù)。起濾波器作用的感力系統(tǒng)可能減小了加速度的變化率，進(jìn)而增加了時(shí)間延遲的允許容限。

2.2 飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換與PIO的聯(lián)系

現(xiàn)代先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)通常具備多種控制模態(tài)，飛行員異常的大幅值操縱指令可能誘發(fā)飛機(jī)有效動(dòng)力學(xué)構(gòu)型的突然變化，而在有效飛機(jī)動(dòng)力學(xué)構(gòu)型的轉(zhuǎn)換過程中，可能引發(fā)PIO問題。當(dāng)前，尚未有合適的理論和數(shù)學(xué)模型闡述PIO與飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換之間的聯(lián)系。美國的T-33教練機(jī)發(fā)生過一起典型的由飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換引發(fā)的PIO問題，其機(jī)載設(shè)備完整地記錄下了當(dāng)時(shí)的飛行數(shù)據(jù)，如圖3所示。PIO發(fā)生初期，飛機(jī)縱向遇到高頻低幅值振蕩，飛行員嘗試切斷俯仰增穩(wěn)并控制飛機(jī)。但在7.4rad/s的周期內(nèi)飛機(jī)法向過載迅速變化，其差值到達(dá)了10個(gè)過載，PIO問題迅速發(fā)展。

根據(jù)記載數(shù)據(jù)的事后地面仿真，誘發(fā)該P(yáng)IO事件的主要原因是有效飛機(jī)動(dòng)力學(xué)的轉(zhuǎn)換和飛機(jī)員動(dòng)力學(xué)特性的變化。俯仰增穩(wěn)器的切斷引發(fā)了第一次有效飛機(jī)動(dòng)力學(xué)轉(zhuǎn)換，其后又發(fā)生了兩次轉(zhuǎn)換。該飛機(jī)的飛控系統(tǒng)包含了人感系統(tǒng)和有效配重系統(tǒng)以獲得合適的桿力梯度。配重系統(tǒng)不僅提供了合適的桿力梯度，也構(gòu)造了一個(gè)機(jī)械反饋回路。駕駛員操縱飛控系統(tǒng)時(shí)必須面對(duì)包含駕駛員桿力梯度、配重、摩擦等的實(shí)際飛行動(dòng)力學(xué)特性。圖4給出了T-38教練機(jī)包含配重情況下的主控制系統(tǒng)。圖5給出了配重系統(tǒng)是否連入回路兩種情況下的俯仰桿力頻域特性。根據(jù)圖5分析，配重系統(tǒng)連通時(shí)，駕駛員能夠大幅值操縱，未連通時(shí)其操縱幅值與系統(tǒng)摩擦力相當(dāng)。配重降低了系統(tǒng)低頻增益值，通過反饋降低了短周期阻尼比。由于這一改變導(dǎo)致中性穩(wěn)定頻率處的最大駕駛員增益變化異常，無配重反饋時(shí)的增益為有配重情況下的4倍，這一異常變化在有效動(dòng)力學(xué)突變時(shí)，要求飛行員能夠適應(yīng)增益的劇烈非線性變化。

2.3 系統(tǒng)時(shí)間延遲與PIO的聯(lián)系

時(shí)間延遲是駕駛員桿力輸入到飛機(jī)開始響應(yīng)之間的停滯時(shí)間。這種形式的時(shí)間延遲，根據(jù)測(cè)量方法的不同，常被稱為“等效”或“有效”時(shí)間延遲。每種方法所測(cè)得的結(jié)果都是駕駛員感受到的停滯時(shí)間的一種近似。時(shí)間延遲是由各種原因造成的。大部分時(shí)間延遲是由于現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的復(fù)雜性導(dǎo)致大量動(dòng)態(tài)環(huán)節(jié)的串聯(lián)，從而使飛機(jī)對(duì)駕駛員操縱的初始響應(yīng)中引進(jìn)了一種可覺察到的時(shí)間延遲。

具有小的時(shí)延是好的飛行品質(zhì)的關(guān)鍵。多數(shù)飛行控制系統(tǒng)研制得到的經(jīng)驗(yàn)是時(shí)延必須很小。當(dāng)遇到高增益的操縱任務(wù)（如空中加油、瞄準(zhǔn)、精確著陸等任務(wù)）時(shí)，稍大的時(shí)間延遲將會(huì)引起駕駛員的不良反應(yīng)，并可能危及這些任務(wù)的完成。MIL-F-8785C規(guī)范給出了時(shí)間延遲的等級(jí)規(guī)定。對(duì)駕駛員作出的階躍操縱力輸入，飛機(jī)的響應(yīng)不應(yīng)呈現(xiàn)出超過下列數(shù)值的時(shí)間延遲：1級(jí)：≤0.1s；2級(jí)：≤0.2s；3級(jí)：≤0.25s。

“企業(yè)號(hào)”航天飛機(jī)在一次近進(jìn)與著陸過程中，發(fā)生了典型的PIO事件，事件過程如圖6所示。

這起PIO事件包含了兩個(gè)縱向PIO過程（姿態(tài)過程和軌跡過程）。軌跡控制是該起PIO事件的主要因素。飛機(jī)有效延遲是PIO事件的關(guān)鍵因素，通過計(jì)算，信號(hào)經(jīng)濾波器、高頻飛機(jī)模態(tài)、舵機(jī)系統(tǒng)和數(shù)字系統(tǒng)產(chǎn)生的延遲的綜合達(dá)到了0.27s，已經(jīng)大于MIL-F-8785C規(guī)范中給出的3級(jí)飛行品質(zhì)要求的延遲時(shí)間，過大的時(shí)間延遲導(dǎo)致了PIO發(fā)生。

2.4 非線性因素與PIO的聯(lián)系

在整個(gè)電傳飛行控制系統(tǒng)中常會(huì)發(fā)現(xiàn)速率限制環(huán)節(jié)和位置限制環(huán)節(jié)等非線性因素，如圖7所示。前向通道中非線性限制環(huán)節(jié)與線性控制系統(tǒng)環(huán)節(jié)相串聯(lián)，在反饋通道中也存在非線性限制環(huán)節(jié)。在經(jīng)典案例里，駕駛員座艙控制限制（如駕駛桿）發(fā)生作用時(shí)，相對(duì)應(yīng)的控制面限制（如升降舵）將同樣發(fā)生作用。如此為的是確保飛機(jī)獲得最大機(jī)動(dòng)能力。

YF-22A在1992年4月25日低空復(fù)飛過程中發(fā)生嚴(yán)重PIO，導(dǎo)致飛行事故。該嚴(yán)重PIO事件便是由于速率限制飽和誘發(fā)的，事故數(shù)據(jù)記錄如圖8所示，Gibson相位速率準(zhǔn)則評(píng)估結(jié)果如圖9所示，帶寬準(zhǔn)則評(píng)估結(jié)果如圖10所示。

3 結(jié)論

本文建立了飛機(jī)電傳控制系統(tǒng)模型，通過構(gòu)建的模型發(fā)現(xiàn)電傳系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜，這就使得它與PIO的發(fā)生具有密切聯(lián)系。電傳控制中存在著多種可能觸發(fā)PIO的因素，如人工感覺系統(tǒng)、控制模態(tài)轉(zhuǎn)換、時(shí)間延遲、非線性等。通過研究上述因素與PIO間的聯(lián)系，并進(jìn)行案例剖析加深了對(duì)這種聯(lián)系的認(rèn)知。通過對(duì)電傳控制系統(tǒng)與PIO聯(lián)系的深刻理解，為改進(jìn)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)來抑制PIO的發(fā)生奠定了堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)。

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