劉小雄, 邱岳恒, 劉世民, 章衛(wèi)國

(1.西北工業(yè)大學 自動化學院, 陜西 西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機設計研究院 飛行控制與液壓所, 陜西 西安710089)

操縱面故障對飛行包線的影響研究

劉小雄1, 邱岳恒1, 劉世民2, 章衛(wèi)國1

(1.西北工業(yè)大學 自動化學院, 陜西 西安 710072;2.中航工業(yè)第一飛機設計研究院 飛行控制與液壓所, 陜西 西安710089)

進行飛機操縱機構故障時飛行包線估計對提高飛行安全具有重要意義。針對飛機操縱面故障特點,提出一種在線飛行包線估計方法。首先根據操縱面對飛行動力學參數(shù)的影響建立故障參數(shù)模型,然后應用基于遺忘因子的最小二乘參數(shù)估計方法進行氣動參數(shù)的在線估計,最后基于參數(shù)估計結果進行包線的精確估算和分析,計算結果可為駕駛員和包線保護控制提供參考。仿真分析表明,該方法能精確估計飛行包線范圍。

操縱面故障; 飛行包線; 最小二乘方法

引言

操縱系統(tǒng)作為飛機飛行控制系統(tǒng)的主要組件,對飛行控制系統(tǒng)的性能起著關鍵的作用,操縱面的故障往往可能引起機毀人亡的慘劇。無論是軍用還是大型民用飛機都會存在疲勞、結構變化、腐蝕、空氣摩擦、裝配誤差等對操縱機構的影響,這些都會存在隱患,使得飛機的操縱機構在飛行中發(fā)生故障,操縱面故障會影響飛機產生力和力矩的特性,進而會對飛機的飛行性能產生很大的影響,特別是會影響到正常的飛行包線。

飛行包線是衡量飛機飛行性能的關鍵,飛機失事大都是在超出安全飛行包線的范圍下發(fā)生的,如果在操縱面故障時能夠快速估算飛行包線,提供給駕駛員必要的信息,并進行包線保護控制,對提高飛行安全將具有重要的意義。近年來,已有相應的文獻進行動態(tài)飛行包線評估方法的研究,J M Urnes等[1]以NASA的集成航線飛行控制為背景進行基于控制中心模型的包線評估方法研究;L Tang等[2]主要進行發(fā)動機故障時飛行包線的估計和保護控制?？偨Y已有文獻可以看出,對該問題的研究還處于初級階段,研究的難點主要集中在三個方面:一是建立故障模型;二是實時精確地估計參數(shù);三是包線估計與預測。本文提出一種基于在線參數(shù)辨識的估計方法,進行機翼故障時平飛包線的精確估計,分析操縱面故障對飛行包線的影響,為駕駛員正確操縱和包線保護控制提供必要的信息,并以某型飛機為例進行了仿真驗證。

1 操縱面故障建模

操縱面故障主要包括操縱面卡死、損失、松浮和飽和等。松浮是一種特殊的故障類型,表示操縱面不受控制,只是隨著飛機的飛行稱飄浮狀態(tài),此時可認為操縱機構輸出為零;控制面卡死是指控制面卡在某一角度上不能偏轉,此時輸出為常值;控制面損失即控制面缺損,嚴重情況下完全缺失,在部分缺失情況下控制面的偏轉效率不變,但產生力和力矩的效率將降低,此時飛行包線將收縮,發(fā)生怎樣的變化趨勢將是本文的研究重點。

本文以機翼損傷為例,考慮故障情況下對飛機氣動數(shù)據的影響,同時考慮參數(shù)辨識中參數(shù)的選取特點,必須要有傳感器可測的量作為支撐,因此應用如下的力和力矩方程進行本文研究[3-4]。

(1)

(2)

同時,力和力矩用氣動參數(shù)的形式表示如下:

(3)

(4)

式中,δe,δa,δr分別為升降舵、副翼和方向舵偏角;α,β為迎角和側滑角;C(·)為對應的氣動參數(shù)。

實際中,機翼故障將影響整個飛機的氣動參數(shù),為了對問題有一個清楚的認識,本文將機翼的故障形式分為尖端損傷、后緣損失和操縱面上的大洞,尖端損傷就是沿著翼展方向翼弦被切斷,此時將改變機翼面積,通過設置面積變化參數(shù),從而使得力和力矩系數(shù)發(fā)生變化;若為后緣損傷,即可認為副翼損傷,不但改變機翼面積而且改變副翼操縱輸出;操縱面的大洞只是影響機翼面積。通過上述設置,將改變飛機方程中的力和力矩,從而改變飛行狀態(tài),在故障情況下進行系統(tǒng)的氣動參數(shù)辨識,便可以得到精確的氣動數(shù)據,進而進行包線估算。

2 氣動參數(shù)估計

參數(shù)估計就是利用飛機的測量數(shù)據,根據統(tǒng)計知識在線或離線估算常值模型參數(shù)的值,對于空氣動力學模型式(1)～式(4),參數(shù)估計問題可用最小二乘法表示如下:

z=Xθ+ξ

(5)

上式中的參數(shù)可以根據具體問題進行描述。如對于俯仰力矩,其變量分別為:

z=[Cm(1),Cm(2),…,Cm(N)]Τ

θ=[Cmα,Cmq,Cmδe,Cm0]Τ

ξ=[ξ(1),ξ(2),…,ξ(N)]Τ

常規(guī)的最小二乘法辨識算法受時變參數(shù)影響較大,對于變化劇烈的氣動參數(shù)效果不理想[3-5],因此本文采用帶遺忘因子的加權遞推最小二乘算法,算法的基本結構如下:

(6)

基于上述辨識算法,根據飛機非線性仿真模型,應用式(1)、式(2)中的實測數(shù)據,根據式(3)、式(4)的運算關系,進行氣動參數(shù)的在線辨識。辨識所用激勵信號采用疊加的方式,在正常舵面操縱的基礎上疊加較小的激勵信號。

3 飛行包線估算

根據參數(shù)辨識結果,可以得到平飛情況下的氣動參數(shù),根據這些參數(shù)計算平飛速度和升限。在高度-速度平面上用最大平飛速度和最小平飛速度隨高度的變化曲線給出飛機作等速直線水平飛行高度-速度范圍,即為飛機的平飛包線[6-7]。

根據飛機平飛的力學特點,平飛最大速度可表示為:

(7)

式中,vmax為最大平飛速度;Tmax為飛機可用推力;ρ(h)為空氣密度(與高度有關);Cxmin為最小阻力系數(shù);S為機翼面積。飛機機翼損傷將影響Cxmin和S,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線右側范圍縮小。

平飛最小速度是指飛機在某一高度上作定直平飛的最小速度。實際中的最小速度會受到一些因素的限制。理想最小平飛速度可表示為:

(8)

式中,vmin為最小平飛速度;G為飛機重量;Czmax為最大升力系數(shù)。飛機機翼損傷將影響Czmax和S,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線左側范圍縮小。

升限是指飛機以特定的重量和給定發(fā)動機工作狀態(tài)保持等速直線平飛的最大高度。其基本計算公式為:

(9)

式中,vz為飛機的最大上升率;K為升阻比。升限為上升率等于零時飛機的飛行高度,可以畫出vz隨高度變化曲線,曲線與縱軸的交點為此刻的最大高度。機翼損傷故障將影響飛機的升阻比,從而影響飛行包線,使得正常情況下包線上部范圍縮小。

由于在飛行過程中進行實時包線評估只能計算此刻能夠達到的最大/最小速度和飛行高度,不能形成整個包線,所以還需采用包線的離線計算相結合的方式。具體設計思路為:首先離線計算各種可能故障情況下的飛行包線,并建立包線數(shù)據庫,結合在線計算方法實時調整參數(shù)點,當與當前發(fā)生故障包線相同時,采用離線與在線相結合的方式實時顯示飛行包線,給駕駛員提供報警,以便進行實時的包線保護控制。

4 仿真計算及分析

下面根據上述算法進行飛行包線估計,并以某型飛機為研究對象建立非線性飛行控制系統(tǒng)模型進行仿真分析。飛行仿真條件為:高度0～11 000 m,馬赫數(shù)0.1～0.8,采樣周期為0.01 s,仿真時間為50 s。根據飛機平飛條件,建立參數(shù)辨識模型,在每個高度下估算最大和最小平飛速度,在每個速度點計算升限,從而生成飛行包線。

故障類型分別設置為: 左機翼損失25%和50%翼展(故障1和故障2)、內側副翼損失(故障3)、發(fā)動機外側翼面大洞(故障4)。這4種故障情況下的飛行包線如圖1～圖4所示,圖中實線為系統(tǒng)正常時的飛行包線,虛線為對應故障時的飛行包線。

圖1 左機翼損失25%時飛行包線

圖2 左機翼損失50%時飛行包線

圖3 副翼損失時飛行包線

圖4 翼面大洞時飛行包線

由上面的仿真結果可以得出如下結論:

(1)機翼損傷將會影響最大和最小平飛速度以及飛機的升限,從而影響飛行包線;

(2)由于機翼損失故障對升力系數(shù)影響較大,所以對最小平飛速度影響較大,故左側包線收縮劇烈;

(3)翼面大洞和翼面損傷屬于同種故障類型,對包線的影響也基本相同。

5 結束語

對故障飛機進行包線估算能夠給駕駛員提供必要的信息,從而進行有效的重構控制與包線保護,使得飛機安全飛行。本文對翼面損傷故障進行深入研究,建立故障參數(shù)模型,應用最小二乘算法進行氣動參數(shù)的在線辨識,并進行飛行包線的估計,仿真結果表明了所提算法的有效性。

需要說明的是,本文僅是針對損傷故障對飛行包線的影響進行研究,其余的故障類型可采用相同的辦法進行。本文的研究為飛行控制系統(tǒng)故障診斷與重構控制拓寬了研究思路。

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Researchforflightenvelopeeffectofthecontrolsurfacefault

LIU Xiao-xiong1, QIU Yue-heng1, LIU Shi-min2, ZHANG Wei-guo1

(1.College of Automation, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China;2.Institute of Flight Control and Hydraulic, The First Aircraft Institute of AVIC, Xi’an 710089, China)

It is important for flight envelope assessment in the presence of control surface fault as it will influence the flight safety of the aircraft. Considered the characteristic of the control surface fault, a dynamic flight envelope assessment method is proposed in this paper. Firstly, according to control surface fault could cause the aerodynamic parameter change, the fault modeling is built. Then, based on the recursive least square method, the aerodynamic parameters are identified in online. Finally, the flight envelope is assessed accurately. The assessment result will provide the information for a pilot and the envelope protection systems.

control surface fault; flight envelope; the least square method

2011-05-16;

2011-10-18

航空科學基金資助(20100753009)

劉小雄(1973-),男,陜西周至人,副教授,博士,研究方向為飛行控制與仿真、故障診斷與容錯控制;

邱岳恒(1984-),男,江西撫州人,博士研究生,研究方向為飛行控制與仿真、故障診斷與容錯控制;

劉世民(1985-),男,江蘇連云港人,碩士,研究方向為飛行控制與仿真;

章衛(wèi)國(1956-),男,安徽南陵人,教授,博士生導師,主要研究方向為飛行控制、魯棒控制與容錯控制。

V249.1

A

1002-0853(2012)02-0128-04

(編輯：王育林)