劉尚民, 趙磊

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

電傳飛機模型自由飛試驗飛行控制技術(shù)研究

劉尚民, 趙磊

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

以靜不穩(wěn)定飛機模型為研究對象,開展了電傳飛機模型自由飛試驗控制律設計及驗證方法研究。主要介紹了模型自由飛試驗的特點和飛行控制律設計原則,設計和驗證了電傳飛機模型試驗控制律,并通過模型自由飛試驗驗證了控制律的適用性。

飛控系統(tǒng); 模型自由飛試驗; 控制律

引言

模型自由飛試驗是風洞試驗和全尺寸飛機飛行試驗的橋梁,在飛機設計和飛行試驗中發(fā)揮了重要的作用。風洞、模型自由飛和全尺寸飛機試驗是當代航空的三大試驗手段,有力地支持了飛機的設計和試飛。模型自由飛試驗主要開展飛機的大迎角極限狀態(tài)高風險試驗科目,是飛行力學、空氣動力學、氣動熱或其他一些問題研究的一種飛行試驗手段。

隨著航空技術(shù)的發(fā)展,現(xiàn)代多數(shù)飛機采用RSS技術(shù)以提高飛機的機動性,采用電傳系統(tǒng)改善飛機的操縱性和穩(wěn)定性,這會對自由飛模型的飛行試驗帶來許多問題,如模型飛行控制系統(tǒng)與飛機的差異較大,模型的角運動比飛機的角運動快,控制律除了需滿足模型飛行控制外,還應符合飛機模型自由飛的飛行控制特殊要求,不能把飛機的控制律完全照搬到模型上,但應反映飛機的控制律特性,應設計適合飛機模型自由飛試驗的控制律。另外,飛機控制翼面較多,翼面相互交聯(lián),如何實現(xiàn)多翼面的控制和反映飛機的控制律特性,如何設計適合能保證完成模型自由飛試驗科目的控制律等等,是面臨突破的技術(shù)難題。

本文以電傳飛機模型為研究對象,對電傳飛機模型自由飛試驗飛行控制律的設計方法進行了研究,并對所設計的控制律進行了驗證,該項研究為飛機模型自由飛試驗提供了技術(shù)支持。

1 模型自由飛試驗的特點

模型自由飛試驗一般采用載機攜帶模型到空中一定高度后投放,操縱模型在真實大氣中飛行而完成試驗科目[1]。模型在地面掛機時與載機有一個掛機角,掛機角約在5°～10°之間,如圖1所示。當載機攜帶模型在空中平飛投放時,模型會有一個下俯角以保證模型能順利脫離載機而不會威脅到載機的飛行安全,此時模型實際上是一個負迎角。

圖1 飛機模型掛機情況

模型自由飛試驗一般飛行試驗時間較短,模型主要是依靠損失高度來獲得動能而維持飛行,因此受到時間和高度的制約。從目前的飛行試驗情況來看,投放模型的高度一般不超過1 500 m,試驗時間不超過2 min。因此在很短的時間內(nèi)完成任務,對模型操縱技術(shù)要求較高。對于靜穩(wěn)定飛機模型來說,模型投放后比較穩(wěn)定,飛行比較容易控制。但對于現(xiàn)代高機動性能的飛機模型,尤其是靜不穩(wěn)定飛機模型,機動性強,不易控制,模型投放后就會出現(xiàn)快速失穩(wěn),因此必須依靠飛控系統(tǒng)進行增穩(wěn)和平衡?，F(xiàn)代采用電傳系統(tǒng)的飛機,都裝有飛控計算機,輸入/輸出信號多,活動面多,舵面相互交聯(lián),反饋信號控制復雜,對于飛機模型本身來說角運動較快,控制律的設計難度較大,因此必須研制適應其飛行的飛控系統(tǒng)才能實現(xiàn)。

模型投放后,會快速自動抬頭,從負迎角恢復成正迎角飛行,要考慮靜不穩(wěn)定飛機模型在投放后的這種大機動動態(tài)過程,可能會發(fā)生無法控制的情況。為了防止這種情況發(fā)生,這種飛機模型自由飛試驗需要借助飛控系統(tǒng)以增穩(wěn)和控制模型的飛行姿態(tài)。

從以前的模型自由飛試驗統(tǒng)計情況來看,模型投放后一邊掉高度、一邊抬頭恢復到正迎角飛行,在該過程中運動比較劇烈。對于現(xiàn)代高機動飛機模型來說,這種變化影響較大,姿態(tài)難以控制,影響后面試驗科目的機動動作。某模型自由飛試驗曲線如圖2～圖5所示。從試驗曲線可看出,θ,α,q和nz在模型投放后變化比較劇烈,模型投放前平飛段θ=-7.5°,α=-7.5°,nz=1.0,模型投放后θ和nz突然下降,然后急劇增加,α從負發(fā)展成正。這種變化一般需要時間約3～4 s,在此階段模型失穩(wěn),較難控制,若不采用飛控系統(tǒng)來進行增穩(wěn)和姿態(tài)保持,后面的機動動作就難以保證。

圖2 θ時間歷程曲線

圖3 α時間歷程曲線

圖4 q時間歷程曲線

圖5 nz時間歷程曲線

2 飛行控制律

2.1 控制律設計原則

根據(jù)模型自由飛試驗的特點,飛行控制律設計原則為:

(1) 模型自由飛試驗控制律應能反應模擬飛機的基本控制特性,同時要考慮模型自由飛試驗的特點,通過對模擬飛機的控制律的簡化而設計適用于模型自由飛試驗的控制律,同時對設計的控制律進行驗證;

(2) 飛控系統(tǒng)應具備自動駕駛儀、控制增穩(wěn)和直接鏈等功能。模型在投放時有一個大的擾動,需要自動駕駛儀來控制模型的飛行姿態(tài)而平穩(wěn)下滑?？刂圃龇€(wěn)和直接鏈功能是根據(jù)試驗科目的需要而完成模型自由飛試驗機動動作的保證;

(3) 模型自由飛試驗自動駕駛儀、控制增穩(wěn)和直接鏈模態(tài)的邏輯關(guān)系為:模型投放時自動進入自動駕駛儀模態(tài),主要是自動平衡模型平穩(wěn)下滑?？刂圃龇€(wěn)和直接鏈模態(tài)可相互切換,以保證試驗科目在不同控制模態(tài)下的機動動作;

(4) 反饋信號的選取應以模擬飛機的反饋信號為依據(jù),以完成模型自由飛試驗動作和飛行控制為目標,對一些不重要的反饋信號及環(huán)節(jié)可省去。引入角速率反饋信號可增加阻尼,改善模型的穩(wěn)定性。引入法向過載和迎角反饋信號可提供縱向靜穩(wěn)定性補償,增加模型的靜穩(wěn)定性,法向過載反饋信號還有利于改善模型高速飛行時的操縱性。引入姿態(tài)角反饋信號可保持模型按預設的航跡穩(wěn)定飛行;

(5) 模型在地面和空中應具備試舵功能。為了保證模型飛行控制系統(tǒng)能在正常工作狀態(tài)下投放模型,模型在地面和空中應該均可進行試舵以判斷飛控系統(tǒng)的工作情況。

2.2 控制律

以某靜不穩(wěn)定飛機模型自由飛試驗為例,飛控系統(tǒng)的功能和性能要求為:(1)試驗對象:自由飛模型;(2)控制模態(tài):自動駕駛儀(AP)、控制增穩(wěn)(CAS)、直接鏈(DL);(3)控制要求:自動調(diào)零及配平功能、遙控及開傘功能、模態(tài)轉(zhuǎn)換過渡應平滑。

本文以模型自由飛試驗飛行控制系統(tǒng)的縱向控制律為例,根據(jù)任務要求設計縱向增穩(wěn)控制律。通過nz,q和α反饋來改善模型飛行的穩(wěn)定性。過載通道的積分環(huán)節(jié)可以消除過載的靜差,考慮到測量q的角速度陀螺儀輸出有噪音干擾,因此輸入處設計濾波器以平滑輸入信號,飛控系統(tǒng)模塊如圖6所示[2]。

圖6 飛控系統(tǒng)方塊圖

飛行控制律為:

δe=Lαα+Lθθ+Lqq+Lnz(nzg-nz)+

式中,Lα,Lθ,Lnz,K為比例系數(shù);nzg為法向過載控制的期望參數(shù)。

自動駕駛儀方式通過θ,nz,q和α反饋信號使模型保持縱向平穩(wěn)飛行?？刂圃龇€(wěn)方式通過斷開θ,nz和積分環(huán)節(jié)、α等反饋信號,保留q反饋,以增加模型縱向穩(wěn)定性的作用。直接鏈方式通過斷開所有反饋信號和積分環(huán)節(jié),直接響應遙控操縱信號以操縱模型。

3 控制律驗證及結(jié)果分析

根據(jù)試驗任務要求及靜不穩(wěn)定模型氣動布局的特點,要求放寬靜穩(wěn)定度的模型投放后能夠保持平穩(wěn)下滑,設計了電傳飛機模型自由飛試驗控制律,通過半物理仿真驗證手段驗證飛行控制軟件、硬件以及控制律參數(shù)設計的正確性和合理性。飛行仿真采用六自由度剛體動力學運動方程,使用風洞試驗氣動數(shù)據(jù)。

地面試驗內(nèi)容為:控制系統(tǒng)參數(shù)調(diào)試、極性試驗、開環(huán)增益測試、不同初始條件閉環(huán)模擬投放實時仿真試驗、閉環(huán)操縱試驗和試驗結(jié)果復現(xiàn)。

仿真實物包括:飛控計算機、舵機、發(fā)射機和接收機,傳感器輸出通過電位計轉(zhuǎn)換成電壓信號,由A/D采樣實物信號傳遞給計算機實時運行的六自由度非線性飛機運動方程,實時解算傳感器信號的輸出特性并由D/A轉(zhuǎn)換來仿真,原理如圖7所示。

通過大量的仿真試驗,對放寬不同縱向靜穩(wěn)定度模型進行了半物理仿真,并通過模型自由飛試驗以驗證控制律的正確性和適應性。模型自由飛試驗與飛行仿真的結(jié)果對比情況如圖8～圖11所示。

圖7 實物仿真原理圖

圖8 nz的結(jié)果對比曲線

圖9 α的結(jié)果對比曲線

圖10 θ的結(jié)果對比曲線

圖11 q的結(jié)果對比曲線

4 結(jié)束語

現(xiàn)代電傳飛機模型控制翼面較多,機動性較強,采用簡單的遙控系統(tǒng)難以實現(xiàn)模型的飛行控制,必須借助飛控系統(tǒng)來實現(xiàn)。設計適合于模型自由飛試驗的飛行控制律,應了解和掌握模型自由飛試驗的特點、模型的氣動布局特性和模型的飛行控制方式。本文結(jié)合模型自由飛的試驗特點,根據(jù)電傳飛機模型自由飛試驗控制律的設計要求,開展了控制律設計及驗證方法研究。通過模型自由飛試驗,驗證了飛行控制律是合理和可行的。該項研究可應用到模型自由飛試驗領(lǐng)域,為模型自由飛試驗提供了技術(shù)支持。

[1] 劉尚民,屈斌.飛機模型自由飛飛行試驗指南[M].西安:中國飛行試驗研究院,2008.

[2] 王新民.K-8自由飛模型縱向數(shù)字飛控系統(tǒng)設計與試飛研究[R].西安:西北工業(yè)大學,1993.

Theapplicationtechniqueofaflightcontrolforthedropmodeltestofafly-by-wireaircraft

LIU Shang-min, ZHAO Lei

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

The control laws design and validation techniques for the drop model test of a fly-by-wire aircraft are used for the RSS model test. This paper introduces characteristics of the drop model test,the requirement of a flight control laws design,the design and validation technique of the drop model test.The rationality of the control laws is testified by the drop model test.

flight control system; drop model test; control law

2011-04-25;

2011-11-02

劉尚民(1963-),男,陜西西安人,研究員,碩士,研究方向為飛行力學。

V217

A

1002-0853(2012)01-0083-04

(編輯：姚妙慧)