0 引言

　　邊界控制系統(tǒng)又稱包線限制系統(tǒng)，是指對飛機的一些重要狀態(tài)變量的邊界值包線實現(xiàn)限制的飛行控制系統(tǒng)。其目的是減輕駕駛員的工作負(fù)擔(dān)，實現(xiàn)無憂慮操縱，并保證飛機安全。根據(jù)輕型公務(wù)機自身結(jié)構(gòu)和任務(wù)要求，對自身的機動性要求較低。而對安全性及舒適性要求比較嚴(yán)格，因而公務(wù)機采用具有飛行包線保護的控制系統(tǒng)，其中迎角限制是飛行包線功能中不可或缺的部分。例如空客的A320[1]系列、B777系列和C-17A[2]都具有較實用的迎角保護功能，實現(xiàn)駕駛員的無憂操縱。迎角邊界限制系統(tǒng)有兩種實現(xiàn)方法：采用專門的閉環(huán)控制系統(tǒng)對迎角進行限制和通常的電傳操縱系統(tǒng)中加入適當(dāng)?shù)?a class="innerlink" href="http://ihrv.cn/tags/迎角限制器" title="迎角限制器" target="_blank">迎角限制器[3]。迎角限制器在戰(zhàn)斗機上應(yīng)用較為廣泛，然而在客機上，迎角限制器的研究及應(yīng)用較少。在本文中以某型輕型公務(wù)機飛行控制律設(shè)計作為切入點，設(shè)計迎角限制器，隨后對通道和迎角限制通道切換邏輯進行了分析研究。為未來的飛行控制律設(shè)計提供了部分參考。

　　1 縱向C*飛行控制律設(shè)計

　　輕型公務(wù)機線性短周期運動方程：

　　其中，Vco為交叉速度，一般推薦值為120~132 m/s，本設(shè)計取值122 m/s；g取值9.8 m/s。C?鄢控制系統(tǒng)方案框圖如圖1所示。

　　通常選取C*控制器為比例環(huán)節(jié)，采用根軌跡設(shè)計控制器，使C*響應(yīng)信號較好。

2 輕型公務(wù)機迎角限制方案

　　在常用的電傳系統(tǒng)中，對法向過載的邊界限制的基本方法：在桿力輸入的前饋通道中加入指令限幅器，然而，依據(jù)，對過載加以限制似乎對迎角也起到了限幅作用，但事實并非如此，僅僅對過載的限制并不能保證對迎角進行有效限制。當(dāng)飛機高速飛行時，由于較大，當(dāng)過載nz被限制時，迎角比較小，不會超過最大迎角，處于安全范圍內(nèi)；但是當(dāng)飛機低速行駛時，由于較小，當(dāng)過載nz被限制時，迎角比較大，可能超過最大迎角，因而過載限制不能代替迎角限制。

　　在輕型公務(wù)機電傳操縱系統(tǒng)中，迎角限制器的重要性體現(xiàn)在保證飛機低速飛行時具有良好的操縱穩(wěn)定性，防止機動和大氣紊流造成失速。通常迎角邊界限制系統(tǒng)[6]有兩種實現(xiàn)方法：采用專門的閉環(huán)控制系統(tǒng)對迎角進行限制和在通常的電傳操縱系統(tǒng)中加入適當(dāng)?shù)姆蔷€性反饋迎角限制器。本研究主要介紹迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng)。

　　2.1 閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)

　　飛機典型升力系數(shù)曲線[3]如圖2所示，為迎角規(guī)定值，為桿完全拉起時對應(yīng)迎角值，為飛機失速迎角值。當(dāng)飛機迎角超過?琢L時，飛機從正常C*控制信號轉(zhuǎn)換到閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)控制信號作為控制律的主控信號，從而實現(xiàn)邊界值的限制。值得注意的是，若飛機俯仰角和傾斜角較大時，需要減小。

　　迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng)常用的調(diào)節(jié)規(guī)律是迎角誤差的PID控制：

　　其中，。式中，由于對迎角信號難以微分，所以經(jīng)常采用俯仰角速率q反饋來代替：

　　在參數(shù)選擇合理時，該方案不僅可以保證穩(wěn)態(tài)時，同時在過渡過程中迎角也不會達(dá)到失速迎角?？刂坡芍邢嚓P(guān)參數(shù)可利用經(jīng)典方法、極點配置方法或最優(yōu)控制等方法加以選擇。給出閉環(huán)迎角邊界限制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，如圖3所示。

　　迎角邊界限制需要利用升降舵來實現(xiàn)，故存在該系統(tǒng)如何與C?鄢控制系統(tǒng)相兼容的問題，飛機進行小機動操縱時一般在增穩(wěn)模態(tài)下工作，當(dāng)飛機進行大迎角機動時，系統(tǒng)自動切換到邊界限制模態(tài)；反之，若退出大機動模態(tài)，系統(tǒng)自動切換回正常增穩(wěn)模態(tài)。

　　2.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換淡化器

　　轉(zhuǎn)換瞬態(tài)[6]的抑制算法通常稱為淡化器。轉(zhuǎn)換時應(yīng)使斷開模態(tài)逐漸退出，接入模態(tài)逐漸進入，通常有以下3種：自由轉(zhuǎn)換淡化器、熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器及同步跟蹤轉(zhuǎn)換淡化器。本文研究熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器。

　　熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器同時計算兩種控制模態(tài)的控制律，但僅有一種控制律控制飛機的運動，另一種控制律作為熱備份，可隨時通入運行，運行原理圖如圖4。當(dāng)開關(guān)置于“1”時，接通模態(tài)A；開關(guān)置于“0”時，接通模態(tài)B，該淡化器采用慣性環(huán)節(jié)來抑制轉(zhuǎn)換瞬態(tài)。其中a為淡化因子，a的值越大，模態(tài)控制律切換時間越短。

　　為確保淡化算法的可用性，對淡化效果進行仿真驗證。假設(shè)兩次切換的開始時刻分別為3 s和9 s，需要實現(xiàn)切換的兩個通道均為常量，第一個通道為6，第二個通道為3，這里取兩次切換算法的參數(shù)a=2，切換過程的過渡時間設(shè)為2 s，則切換前后的控制效果圖如圖5所示。

　　由圖5可以看出，所設(shè)計的熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器較好地實現(xiàn)了不同控制律之間的切換，切換算法使得最終控制律近似等于新控制律，淡化算法的設(shè)計滿足要求，熱備份式轉(zhuǎn)換淡化器可用。

3 仿真驗證及飛行品質(zhì)評價

　　3.1 系統(tǒng)仿真驗證

　　通過上述研究方案，根據(jù)輕型公務(wù)機的線性模型完成了縱向短周期控制律的設(shè)計，并在此基礎(chǔ)上，利用輕型公務(wù)機對應(yīng)的模型，在巡航模態(tài)下選取數(shù)據(jù)點(V=150 m/s，H=3 000)進行仿真，設(shè)定最大迎角限制值為10°，給定飛行員指令，對不加入迎角限制器、加入迎角限制器兩種方案下迎角及舵面的響應(yīng)曲線如圖6～圖7所示。

　　從仿真曲線中可以看出：

　　(1)在迎角未達(dá)到限定值的一段時間內(nèi)，兩種方案下迎角響應(yīng)曲線基本重合，證明了迎角限制器不會對原控制系統(tǒng)產(chǎn)生影響。

　　(2)閉環(huán)迎角邊界限制器對迎角起到了較好的保護，使飛機在安全飛行包線內(nèi)，但是降低了縱向的靜穩(wěn)定增益，飛機機動性受到影響。

　　(3)兩種控制方案仿真曲線過渡形狀平滑無突變，保證了系統(tǒng)具有良好的過渡過程響應(yīng)，對于輕型公務(wù)機具有重要意義。

　　3.2 飛行品質(zhì)評價

　　飛行品質(zhì)定義為飛機的穩(wěn)定性和操縱性，本文通過對飛機相關(guān)參數(shù)分析，選取CAP[8]（Control Anticipation Parameter）值作為飛行品質(zhì)評價準(zhǔn)則，得到相關(guān)飛行品質(zhì)評價結(jié)果。

　　CAP等于單位桿力所產(chǎn)生的初始俯仰角加速度與穩(wěn)態(tài)飛行時產(chǎn)生單位過載所需桿力之積，CAP值是衡量操縱性能好壞的重要參數(shù)。

　　在仿真驗證基礎(chǔ)上，選取CAP值對飛機飛行品質(zhì)進行評價，評價結(jié)果如圖8所示。

　　從圖8中可以得出結(jié)論，迎角限制系統(tǒng)會降低CAP值，但數(shù)值較小，兩種控制方案的飛行品質(zhì)指標(biāo)均在一級飛行品質(zhì)范圍內(nèi)。

4 結(jié)論

　　本文對輕型公務(wù)機縱向短周期增穩(wěn)和迎角限制器進行了設(shè)計與仿真分析，并對其進行了飛行品質(zhì)評價。通過對增穩(wěn)控制系統(tǒng)和閉環(huán)迎角限制系統(tǒng)的設(shè)計和仿真研究，驗證了閉環(huán)迎角限制器的有效性及其對飛行品質(zhì)評價的影響。

參考文獻(xiàn)

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