典型環境下飛行輔助安全增強駕駛系統

白榮強，吳行

典型環境下飛行輔助安全增強駕駛系統

白榮強，吳行

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

航空安全一直是飛機設計、制造、試飛和使用的關注焦點，輔助安全增強系統可減少復雜條件下的駕駛員誤操作和不恰當操作，提升民用航空器的安全性。研究在側風條件下精密進近和避免可控飛行撞地的飛行輔助安全增強駕駛系統，利用PID控制方法設計了輔助安全增強駕駛的控制律。仿真結果表明當飛機進入危險狀態時，輔助安全增強控制系統可以主動、迅速、準確、安全地將飛機從危險狀態中改出，使飛機按照既定的姿態和航跡飛行。

輔助安全增強駕駛；可控飛行撞地；大側風進近；PID控制

1 引言

航空發展初期，駕駛員是飛機的操控者，駕駛員根據飛機的狀態做出判斷決策，并采取相應的動作。隨著控制技術、網絡技術和智能技術的發展，駕駛員的角色悄然發生變化，駕駛員從駕駛飛機逐漸向管理飛機過渡，人機混合決策是未來飛行系統的發展方向。

通過人機混合決策，可監控和減少人為失誤，彌補人力不足，減少復雜條件下的駕駛員誤操作和不恰當操作，輔助駕駛員更好地完成任務，提升民用航空器的安全性。通過人機混合決策，可有效阻止人為惡意操縱，通過接管操縱應對劫機等事件，提升民用航空器的安保水平[1]。

2 飛機建模

本文選擇某型飛機作為研究對象的理由如下：該機是一架四發運輸機，符合動力飛行的基本要求，其氣動布局具有一般民機的特點，研究結果也適用于一般民機；該機操縱 系統采用中央盤式操縱，桿力特性、人感系統特性均符合目前典型民機的操縱系統特點；現有該機的飛行仿真模型以及與之配套的飛行模擬器，可以更好地驗證所設計的相關控制律。

2.1 常值側風條件下樣例飛機的動力學建模

樣例飛機屬于大型飛機，其機體尺寸較大，沿翼展方向上的不同點所受到風場的誘導速度是不同的，由此會造成樣例飛機六自由度狀態發生變化，因而在樣例飛機建模時要考慮風梯度對飛機轉動的影響[2]。在機體坐標系下，建立樣例飛機的運動學方程，即力方程組：

力矩方程組：

角運動方程組：

線運動方程組：

式（1）～（4）為樣例飛機動力學建模的核心方程，其中kx，ky，kz分別為飛機航跡速度k在機體坐標系，，軸上的分量；，，分別為飛機軸向、側向、法向的作用力；為飛機的質量；為重力加速度；x，y，z為飛機對機體軸系3個坐標軸的慣性矩；，，為飛機的滾轉、俯仰、偏航力矩；g，g，g分別為飛機質心在跑道坐標系下的位置。

由于本文研究內容是在側風條件下精密進近的安全增強駕駛控制系統，所以在橫側向的小擾動方程中，需要加入側風項，而縱向的小擾動方程不需要進行改動，修改后的縱向和橫側向運動方程如下[3]：

式（5）中：為狀態向量；為狀態矩陣；為操縱矩陣；為控制向量。

飛機縱向運動方程的矩陣形式為：

式（6）中：狀態向量=[???]T；操縱向量=[?e?T]T；?e為升降舵偏角增量，定義升降舵下偏為正；?T為油門輸入增量[4]。

飛機橫側向運動方程的矩陣形式為：

式（7）中：狀態向量=[????]T；操縱向量=[?a?r]T；?a為副翼偏角增量，定義右副翼下偏為正；?r為方向舵輸入增量，定義方向舵左偏為正；為側向風速。

2.2 配平點處的運動方程

民用飛機的進近著陸過程相對復雜，整個過程大致可以分為5個階段：定高飛行（離地300～500 m）、高度捕獲、下滑、拉平（離地大約15 m）以及著陸滑跑。本文僅研究下滑過程中有側風影響的安全增強駕駛控制技術，所選取的配平點處飛行狀態如表1所示[5]。

表1 飛行狀態選取

序號重量/t構型馬赫數氣壓高度/m重心起落架襟翼 1110著陸0.2350032%放下0°

縱向方程：

橫向方程：

3 典型場景下安全增強系統控制律設計

3.1 側風條件下進近過程的安全增強駕駛控制律的設計

在設計控制系統時控制框架的選取十分關鍵，控制結構比控制律參數對系統控制效果的影響大很多，因而在控制律設計時首先需要考慮如何選取合適的控制結構，之后才能根據性能指標的要求設計控制參數[6]。

PID線性控制方法應用廣泛，采用PID控制方法設計安全增強駕駛控制系統須由內而外，先設計阻尼回路，然后設計姿態回路，最后是航跡控制。在設計最內層回路時，需根據飛機自然特性分析結果判斷設計阻尼回路，還是增穩回路，或者阻尼增穩內回路，這對系統性能十分關鍵。通常角速度反饋回路能夠改善阻尼特性，然而過大的角速度反饋會減小系統的靜態增益，降低了系統運動模態的靜操縱性，因而角速度反饋不宜過大。此外，引入氣流角反饋回路能夠改善系統的靜穩定性[7]。側風條件下整個進近階段安全增強控制結構如圖1所示。

圖1 側風條件下進近階段輔助安全增強控制結構框圖

3.2 近地告警危險高度拉起的安全增強駕駛控制律的設計

飛機一般從開始改出俯沖，直到改出俯沖結束，這一過程存在一定的高度損失，高度損失通常經過近似估算得出，近似估算的時候，可以認為改出俯沖的過程中發動機的推力與飛機的阻力基本相等，則運動方程為：

可簡化為：

式（10）和（11）相除，可得：

如果改出俯沖開始時的速度和航跡角為1和1，結束時的速度和航跡角分別為和，其中=0，并且認為改出俯沖過程中的nz為常數，則對式（12）進行積分，得到改出俯沖結束時的飛行速度為：

考慮到發動機的推力等于飛行阻力，因此改出俯沖過程中的高度損失也可以用能量守恒定律計算得出：

將（13）式帶入（14）式，就可以得出改出俯沖高度損失的計算公式為：

由此可以看出，只要知道了開始改出俯沖時的速度1、航跡傾角1和平均過載nz，就可以計算出改出俯沖時的高度損失[8]。

危險高度拉起的觸發條件：本文假設危險高度= 300 m，即要求飛機在300 m的高度以上飛行。計算高度損失?時，可以認為nz是一個常數。但是，實際上建立飛機的法向過載需要一定的時間，在建立法向過載的過程中時，高度會存在一定的附加損失，所以在確定觸發條件時，需要補償這一附加損失，假設0時刻飛機的高度為0，則危險高度拉起的觸發條件為：

0－?＜360 （16）

以上給出了危險高度拉起的觸發條件，其前提是飛機在鉛垂面內運動，即假設飛機的滾轉角始終為0。當飛機不在鉛錘面，即帶有非零滾轉角時，利用式（14）計算損失高度?則會帶來比較大的誤差，并且當飛機帶有非零滾轉角時，把飛機拉起需要的時間較長。為了克服非零滾轉角帶來的誤差，并使飛機可以迅速拉起，可以考慮在滿足拉起觸發條件（15）之前，對飛機進行橫向改平，本文選取：

0－?＜1 000 （17）

為橫向改平的觸發條件，即式（17）滿足時，安全增強駕駛系統會使飛機在接近危險高度之前，把滾轉角調整 為0[9]。

縱向控制律設計：該控制律設計的內回路選取俯仰角速率進行負反饋，其控制律結構如圖2所示。

圖2 航跡角控制律結構圖

橫向控制律設計：該控制律是要進行改平操縱，即把滾轉角調整為0，其控制律的結構如圖3所示。

圖3 副翼通道控制結構圖

4 安全增強駕駛控制律的仿真驗證

4.1 危險高度拉起安全增強駕駛控制律的仿真實驗

飛機的滾轉角等于0：假設飛機的初始狀態為高度= 2 000 m、航跡角=﹣14°、速度=105 m/s，則其仿真結果如圖4所示。

圖4 滾轉角為0的情況下危險高度拉起的響應結果

從圖4可以看出，飛機在飛行過程中的高度的最低點為305.4 m，在預定的危險高度300 m之上，在時間大約為52 s時，飛機的航跡角由負值變為正值。這說明飛機在接近危險高度時被自動拉起，并且拉起的效果良好，符合預期的要求。

飛機的滾轉角不等于0的情況：假設飛機的初始狀態為高度=2 000 m、航跡角=﹣14°、速度=105 m/s、滾轉角=﹣15°，則其仿真結果如圖5所示。

從圖5可以看出，在飛行時間大約為28 s時，飛機先進行橫向改平的操縱動作，飛行大約45 s時進行拉起，飛行過程的飛機的最低高度為304.6 m。

圖5 滾轉角不等于0的情況下危險高度拉起的響應結果

綜上所述，本文提出了飛機危險高度拉起的觸發條件，利用X型飛機的非線性六自由度模型，通過仿真滾轉角為零和不為0的兩種情況下危險高度拉起的實際效果表明，依據本文提出的危險高度拉起的觸發條件，能夠自動進行飛機的危險高度拉起，拉起的效果很好。

4.2 大側風條件下安全增強駕駛控制律的仿真試驗

假設飛機的初始狀態為側風wind=10 m/s、側向偏差= 10 m、速度=78 m/s的環境下進近下滑，其橫向狀態量的仿真試驗結果如圖6所示。

圖6 10 m/s大側風初始側向偏差10 m時飛機橫向狀態量的響應曲線

由圖6可以看出，飛機在10 m/s的大側風條件下進近下滑的過程中，消除側向偏差具有較好的動態以及穩態響應，消除側向位移的響應時間約為12 s，超調量小于20%且無穩態誤差。

假設飛機的初始狀態為側風wind=20 m/s、側向偏差=10 m、速度=78 m/s的環境下進近下滑，其橫向狀態量的仿真試驗結果如圖7所示。

圖7 20 m/s大側風初始側向偏差10 m時飛機橫向狀態量的響應曲線

由圖7可以看出，飛機在20 m/s的大側風條件下進近下滑的過程中，消除側向偏差具有較好的動態以及穩態響應，消除側向位移的響應時間約為16 s，超調量小于20%且無穩態誤差。從圖6、圖7可以看出，飛機在下滑進近過程中，隨著側風的增大，安全增強控制系統消除側向偏差的時間也隨之變長，滾轉角和側滑角的穩態值也增加，穩態誤差為0，超調量小于20%，可以迅速主動改出飛機的危險狀態，順利完成接下來的飛行任務。

5 結論

基于X型飛機的單機非線性六自由度的動力學模型，分別對所設計的危險高度拉起和大側風中精密進近的安全增強控制律進行試驗研究。研究結果表明，對于危險高度拉起的安全增強控制律而言，對危險高度進行了假設研究，飛機在觸發拉起條件后，可以迅速改變航跡角，將飛機拉起至安全高度，雖然在滾裝角不為0的情況下，拉起高度低于預定最低安全高度，但也在可以接受的范圍內；對于大側風條件下的精密進近安全增強控制律，在飛機進近下滑的過程中，隨著側風的增加，消除側向偏差的調節時間與滾轉角和側滑角也隨之增大，但依然可以較快地改出危險狀態，符合預期的設計要求。

論文及數據已進行脫密處理。

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V241

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.01.006

2095－6835（2020）01－0021－04

白榮強（1992—），男，主要研究方向為飛行品質試驗研究。吳行（1992—），男，主要研究方向為飛行性能試驗研究。

〔編輯：嚴麗琴〕