飛機縱向增穩系統結構方案及控制規律設計

于德海，曲東才，李 飛，祁亞輝

(海軍航空大學 a.訓練部; b.控制工程系， 山東 煙臺 264001)

隨著現代作戰飛機飛行包線的擴大及其技術性能、戰術性能要求的提高，對其穩定性、操控性等相關控制系統性能也提出更高要求。為使現代戰斗機氣動布局適合其作戰性能要求，往往將飛機自身靜穩定度設計較小，甚至設計成靜不穩定(特別是以大迎角α飛行的現代戰斗機)[1-3]，這使駕駛員精確操控戰機增加了困難，先敵發現、先敵瞄準射擊等任務完成困難。飛機阻尼器發展成飛機增穩控制系統，就能有利于改善飛機靜穩定性等飛行品質，提高戰斗性能。

1 飛機縱向增穩控制系統工作原理

由于測量迎角α的傳感器存在一定誤差，在受到氣流擾動時，測量精度會更低?；陲w機在重心處的法向加速度(或法向過載)ay(或ny)與迎角α成正比原理，即：ay=v0n2αΔα或ny=v0n2αΔα/g(其中v0，Δα，n2α分別為飛行速度、迎角α增量和某一狀態下的飛機法向力系數，并忽略很小的n2δz)，利用具有較高精度的元部件可測量ay或ny，通過測量ay或ny的間接方法來近似獲得α值。實際增穩系統中也并不直接引入迎角α反饋，而是引入ay或ny反饋[3，5-7]。

由于測量ay的加速度計固連于飛機，其測量軸與機體軸OYt一致。實際上法向加速度計不僅感受重心處的ay，而且還感受重力加速度g的分量gcos?cosγ(當飛機俯仰和滾轉姿態角為?,γ時)。故法向加速度計實際輸出Ay如下式[3，5-7]

Ay=ay+gcos?cosγ

(1)

?cosγ-g)

(2)

2 飛機增穩系統方案設計及仿真驗證

2.1 飛機增穩系統方案設計

飛機俯仰增穩系統結構原理圖如圖1所示[3、5-7]：

圖1中τ1、τ2是高通清洗濾波器時間常數，主要作用是在?,γ值較大時，減弱或消除由其產生的恒定舵偏角穩態分量。其控制規律表達式如下：

?cosγ-g)+

(3)

如采用法向過載表示，則有：

(4)

2.2 仿真驗證

仿真步驟：

仿真分析：

為仿真分析和驗證飛機俯仰增穩系統性能，構建某型飛機在高度11 000 m、速度0.9 ma飛行時的氣動狀態動力學模型，研究飛機控制系統結構及其控制規律。

由于增穩控制系統回路參數的確定帶有試錯性質，所確定的控制規律參數并不一定最優。要獲得最優控制規律傳動比，最好采用現代控制理論的最優控制方法。

3 結論

1) 在保證縱向增穩系統結構過載反饋回路的負反饋性質(即保證開環傳遞函數分子常數項符號)的條件下，所設計的縱向增穩系統結構、控制規律較合理，飛機運動穩定性、快速性滿足設計要求。

3) 法向加速度計應安裝在飛機對稱面內并靠近其瞬時轉動中心xa處，以增加控制系統穩定性，改善系統動態響應。

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