張羽白，裴登洪，陳 林，冷國(guó)旗

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

0 引言

現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用電傳飛行控制系統(tǒng)，作為系統(tǒng)主要傳感器之一的加速度傳感器，為飛控系統(tǒng)提供法向和側(cè)向加速度反饋，供控制增穩(wěn)、邊界限制等功能解算使用。而不同的加速度傳感器安裝位置，在飛行過程中會(huì)引起反饋參數(shù)偏離，對(duì)飛行品質(zhì)產(chǎn)生影響。

本文首先分析由于加速度傳感器安裝位置在典型機(jī)動(dòng)中所帶來的附加加速度。而后通過飛機(jī)本體三軸典型大機(jī)動(dòng)的六自由度非線性仿真對(duì)比，分析不同加速度傳感器安裝位置所測(cè)加速度與重心處加速度的差異。最后分析將上述差異反饋入飛控系統(tǒng)后對(duì)飛機(jī)響應(yīng)及飛行品質(zhì)帶來的影響，并在此基礎(chǔ)上提出電傳飛行控制系統(tǒng)飛機(jī)的加速度傳感器安裝位置建議。

1 加速度傳感器安裝位置分析

《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第12分冊(cè)中對(duì)加速度傳感器安裝要求為“各軸（或各通道）傳感器可以組裝在一個(gè)機(jī)箱（LRU）內(nèi)或分裝。傳感器的排列應(yīng)考慮與被測(cè)量軸的關(guān)系，不致引起附加的通道誤差。機(jī)體結(jié)構(gòu)變形引起的傳感器及其組件的結(jié)構(gòu)應(yīng)力應(yīng)最小。加速度傳感器敏感軸與被測(cè)量軸的安裝（包括重復(fù)安裝）誤差應(yīng)滿足規(guī)定的要求（一般應(yīng)≤15′）。加速度傳感器應(yīng)盡量安裝在飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)一、二次振型的波節(jié)處，以避免結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)的耦合。傳感器還應(yīng)盡量安裝在飛機(jī)重心處，或駕駛員座椅處。”

從以上描述可以看出，除卻對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)一、二次振型的波節(jié)的考慮外，飛機(jī)加速度傳感器理論上應(yīng)盡量安裝在飛機(jī)重心處，但在多數(shù)情況下，飛機(jī)總體布局從全機(jī)角度出發(fā)，飛機(jī)重心處通常要考慮油箱等的安置，因此加速度傳感器很難安裝在重心處，一般情況下，為消除非對(duì)稱安裝帶來的不利影響，加速度傳感器應(yīng)布置在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)。

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)過程中，加速度傳感器安裝位置處的線加速度在六自由度仿真時(shí)的計(jì)算公式如下：

式中：nys、nzs—加速度傳感器安裝位置處的法向、側(cè)向加速度；

nyg、nzg—重心處的法向、側(cè)向加速度；

wx、wy、wz—滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰角速率；

lxs、lys—加速度傳感器相對(duì)參考重心的x、y向距離；

g—重力加速度。

從上述公式來看，在純軸向機(jī)動(dòng)中，引起安裝位置處加速度與重心處加速度差異的主要因素有兩個(gè)，一個(gè)是加速度傳感器的安裝位置，另一個(gè)是軸向機(jī)動(dòng)過程中的角加速度。而對(duì)軍用戰(zhàn)斗機(jī)而言，在三軸角加速度中，一般橫向大機(jī)動(dòng)中的w˙x項(xiàng)較大。如果飛機(jī)加速度傳感器安裝位置不合適，即lys較大，在快速滾轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)加速度傳感器處的加速度與重心處的加速度，在快速滾轉(zhuǎn)的建立和結(jié)束過程會(huì)存在較大差異。

如果對(duì)加速度傳感器測(cè)得值進(jìn)行位置修正，需要得到三軸角速度和角速度的微分，由于會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)時(shí)間延遲增大，因此通過陀螺反饋對(duì)加速度傳感器所測(cè)加速度進(jìn)行位置修正不可行。為此，飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中加速度傳感器的安裝位置需要慎重考慮。

2 加速度傳感器安裝位置假設(shè)

下文以某型電傳飛機(jī)為例，在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)選擇三個(gè)加速度計(jì)安裝位置，通過六自由度非線性仿真分析其在三軸典型大機(jī)動(dòng)過程中所帶來的影響，安裝位置的方案如表1所示，方案1距重心直線位置最近，方案2為駕駛員座椅處，方案3取折中位置。

表1 加速度傳感器安裝位置的變化

3 純飛機(jī)本體三軸大機(jī)動(dòng)仿真對(duì)比分析

本節(jié)在上述三個(gè)方案的基礎(chǔ)上，選擇典型狀態(tài)點(diǎn)3km，0.7M（簡(jiǎn)稱0307）在不帶飛行控制系統(tǒng)情況下進(jìn)行純飛機(jī)本體的六自由度非線性仿真，對(duì)比分析不同加速度傳感器安裝位置在三軸典型大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)所測(cè)量加速度與重心處加速度的差別。

3.1 橫向純飛機(jī)仿真對(duì)比

首先對(duì)橫向大機(jī)動(dòng)進(jìn)行仿真分析。橫向仿真指令輸入如圖1所示，在1s～3s時(shí)間加入-14.4°副翼偏度指令階躍信號(hào)，產(chǎn)生的最大滾轉(zhuǎn)角速度約180°/s。

圖1 橫向純飛機(jī)仿真指令輸入

三個(gè)方案的橫向純飛機(jī)仿真對(duì)比如圖2～圖4所示，圖中實(shí)線表示重心位置過載，虛線表示加速度傳感器測(cè)量過載。

圖2 方案1側(cè)向過載對(duì)比

3.2 縱向純飛機(jī)仿真對(duì)比

純飛機(jī)縱向仿真分析。圖5為縱向純飛機(jī)仿真的指令輸入，在1s～3s時(shí)間加入-3.5°平尾指令階躍信號(hào)，產(chǎn)生的重心處最大法向過載為7.83g。

圖3 方案2側(cè)向過載對(duì)比

圖4 方案3側(cè)向過載對(duì)比

圖5 縱向純飛機(jī)仿真指令輸入

三個(gè)方案的縱向純飛機(jī)仿真對(duì)比如圖6～圖8所示，圖中實(shí)線表示重心位置過載，虛線表示加速度傳感器測(cè)量過載。

3.3 航向純飛機(jī)仿真對(duì)比

純飛機(jī)航向仿真分析。圖9為航向純飛機(jī)仿真的指令輸入，在1s～3s時(shí)間加入-6°方向舵指令階躍信號(hào)，純飛機(jī)航向響應(yīng)表現(xiàn)出一定的弱阻尼特性。

圖6 方案1法向過載對(duì)比

圖7 方案2法向過載對(duì)比

圖8 方案3法向過載對(duì)比

圖9 航向純飛機(jī)仿真指令輸入

三個(gè)方案的航向純飛機(jī)仿真對(duì)比如圖10～圖12所示，圖中實(shí)線表示重心位置過載，虛線表示加速度傳感器測(cè)量過載。

圖10 方案1側(cè)向過載對(duì)比

圖11 方案2側(cè)向過載對(duì)比

3.4 對(duì)比分析結(jié)果

根據(jù)上述純飛機(jī)的仿真結(jié)果，對(duì)比三種方案在三軸典型大機(jī)動(dòng)中加速度傳感器測(cè)量值和重心處過載的峰值差異，如表2所示。

圖12 方案3側(cè)向過載對(duì)比

表2 三種加速度傳感器位置方案在純飛機(jī)三軸典型大機(jī)動(dòng)中的典型參數(shù)峰值差異

方案1：縱向和航向大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)加速度傳感器測(cè)量的加速度能夠比較真實(shí)的反應(yīng)重心處過載，但由于加速度傳感器距參考重心的y向距離較大，在橫向大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)，加速度傳感器測(cè)量的側(cè)向過載在滾轉(zhuǎn)建立過程和結(jié)束過程中，滾轉(zhuǎn)角加速度會(huì)產(chǎn)生一個(gè)側(cè)向過載尖峰，尖峰值為0.68g，不能真實(shí)反映重心處的側(cè)向過載，如該反饋帶入飛行控制系統(tǒng)控制律解算，會(huì)產(chǎn)生一個(gè)非預(yù)期的方向舵偏度和側(cè)滑角。

方案2：由于加速度傳感器距參考重心的x向距離很大，在進(jìn)行橫向、縱向和航向大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)，重心處法向過載與加速度傳感器測(cè)量法向過載在過載起始、結(jié)束時(shí)刻和峰值處存在較大差異，甚至航向大機(jī)動(dòng)初始時(shí)刻存在反向。

方案3：橫向大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)加速度傳感器測(cè)量的加速度能夠比較真實(shí)的反應(yīng)重心處過載，縱向和航向大機(jī)動(dòng)操縱時(shí)，加速度傳感器測(cè)量加速度與重心處過載有一定差異，但可以接受。

4 帶飛行控制系統(tǒng)仿真對(duì)比

典型的電傳飛控系統(tǒng)控制律結(jié)構(gòu)如圖13和圖14所示，如果法向和側(cè)向加速度反饋輸入帶入了由安裝位置產(chǎn)生的附加值，會(huì)產(chǎn)生額外的舵面偏轉(zhuǎn)指令，而此舵面偏度可能會(huì)在機(jī)動(dòng)過程中產(chǎn)生影響，本節(jié)對(duì)此進(jìn)行分析并仿真對(duì)比。

根據(jù)上節(jié)純飛機(jī)仿真對(duì)比結(jié)果，選取方案1和方案3進(jìn)行帶飛行控制系統(tǒng)六自由度仿真對(duì)比，將方案1和方案3加速度傳感器安裝位置所測(cè)加速度引入飛控系統(tǒng)控制律反饋，分析帶飛行控制系統(tǒng)后由于加速度傳感器安裝位置不同對(duì)飛機(jī)響應(yīng)的影響。

在0307狀態(tài)進(jìn)行三軸階躍操縱的仿真對(duì)比，圖15為壓滿桿右滾的仿真對(duì)比，圖16為縱向拉滿桿的仿真對(duì)比，圖17為航向蹬滿腳蹬左偏航的仿真對(duì)比，均為在1s～3s內(nèi)加入單軸操縱。

從圖15～圖17可以看出，帶飛控系統(tǒng)飛機(jī)加速度計(jì)傳感器安裝位置方案1和方案3，縱向和航向大機(jī)動(dòng)的飛機(jī)響應(yīng)曲線基本重合，但在橫向大機(jī)動(dòng)中兩者差異很大。

圖13 典型縱向控制律結(jié)構(gòu)

針對(duì)圖15分析快速滾轉(zhuǎn)的建立過程，各參數(shù)峰值對(duì)比如表3所示。方案3對(duì)比方案1在快速右滾過程中，法向過載第一個(gè)峰值相比減小0.38g，側(cè)向過載第一個(gè)峰值相比減小0.4g。

圖14 典型橫航向控制律結(jié)構(gòu)

圖15 橫向滿桿右滾仿真對(duì)比

圖16 縱向拉滿桿仿真對(duì)比

圖17 航向蹬滿腳蹬仿真對(duì)比

表3 仿真曲線各參數(shù)第一個(gè)峰值

從表3可以看出方案3仿真曲線中側(cè)滑角、法向過載等參數(shù)響應(yīng)明顯優(yōu)于方案1。

5 加速度傳感器安裝位置建議

根據(jù)上述仿真對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)橫向快速滾轉(zhuǎn)對(duì)加速度傳感器安裝y向位置敏感，如果y向位置太大，在快速滾轉(zhuǎn)的建立和結(jié)束過程中，飛機(jī)加速度傳感器測(cè)得的加速度與重心處的加速度會(huì)存在較大差異，如該加速度反饋帶入飛行控制系統(tǒng)控制律解算，會(huì)產(chǎn)生一個(gè)非預(yù)期的方向舵偏度和側(cè)滑角使得快速滾轉(zhuǎn)品質(zhì)變差。

由此，建議若加速度傳感器因總體布置等因素?zé)o法安裝于飛機(jī)重心處，則應(yīng)安裝在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)的水平軸線附近，y向位置盡可能小。

[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè).北京：航空工業(yè)出版社，2003.

[2]宋翔貴張新國(guó).電傳飛行控制系統(tǒng).北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2001.