陳微 晏傳銀 張彬 宋娟妮

摘 要：以某型機為例通過動力學(xué)分析建立了縱向小擾動數(shù)學(xué)模型，采用經(jīng)典控制理論對縱向增穩(wěn)系統(tǒng)控制律進行設(shè)計，最后通過MATLAB/SIMULINK軟件對所設(shè)計的控制律進行仿真，從而驗證增穩(wěn)系統(tǒng)的有效性。

關(guān)鍵詞：增穩(wěn)系統(tǒng)；仿真；控制律

飛機在中空低速時具有足夠的動穩(wěn)定性，但在高空高速飛行時產(chǎn)生既顯著又不易衰減的短周期振蕩，這種振蕩現(xiàn)象不僅當飛機平飛情況下受擾時產(chǎn)生，而且在操縱時也會產(chǎn)生，這樣必然會影響駕駛員操縱，甚至無法操縱飛機，并會危及人機安全，為了解決這個問題。在縱向操縱中引進增穩(wěn)系統(tǒng)，是為了提高飛機的縱向靜穩(wěn)定性，同時增加了縱向桿力過載梯度。本文以某型機為例，建立飛機縱向運動數(shù)學(xué)模型，并在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下進行仿真驗證。

1 飛機縱向動力學(xué)模型的建立

1.1 縱向小擾動動力學(xué)模型

通過動力學(xué)分析，建立飛機縱向小擾動運動方程為：

1.2 設(shè)計模型的選擇

選擇飛機在高空巡航狀態(tài)作為飛機增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計的設(shè)計狀態(tài)。根據(jù)氣動數(shù)據(jù)，選擇以下設(shè)計狀態(tài)：V=158m/s，H=8000m，m=58t，中重心，襟翼0°。根據(jù)飛行動力學(xué)，得到飛機的小擾動線性模型為：

在MATLAB環(huán)境下計算得到飛機縱向短周期運動傳遞函數(shù)為：

2 增穩(wěn)控制回路分析與設(shè)計

2.1 增穩(wěn)系統(tǒng)控制回路設(shè)計及仿真

2.2 俯仰角速度控制回路設(shè)計

⑴Kq的確定。俯仰角速度控制回路的控制律為：

假設(shè)助力器傳遞系數(shù)為1，當 時，俯仰角速度控制回路的開環(huán)傳遞函數(shù)為：

由上式可作出其根軌跡圖，取 ，則俯仰角速度回路的閉環(huán)傳遞函數(shù)為：

該回路的單位階躍響應(yīng)穩(wěn)態(tài)值為0.21，相對于原開環(huán)系統(tǒng)回路的靜增益減小。從響應(yīng)曲線上看，系統(tǒng)響應(yīng)變得較為平緩，但響應(yīng)速度變慢。因此在改善動態(tài)穩(wěn)定性的同時，降低了其操縱性。

⑵清洗網(wǎng)絡(luò)時間常數(shù)的確定。根據(jù)自控原理中廣義根軌跡法可求出τ1。將帶有清洗網(wǎng)絡(luò)的俯仰角速度控制回路經(jīng)過等效開環(huán)傳函變換將τ1分離出來，得到等效開環(huán)傳函為：

其中 為無清洗網(wǎng)絡(luò)時飛機-阻尼系統(tǒng)閉環(huán)傳函，即式（2-2）。

將 和式（2-2）代入（2-3），整理得：

根據(jù)上式可作出 時的根軌跡圖，取 即τ1=0.46時，此時阻尼比為 ，無阻尼頻率為ωn=9.68（rad/s）。

2.3 以法向過載作為反饋的控制回路設(shè)計

⑴的確定。暫不考慮清洗網(wǎng)絡(luò)，即當 時，法向過載反饋控制回路的開環(huán)傳遞函數(shù)為：

根據(jù)上式可作出其根軌跡圖，取 時，此時阻尼比為 ，無阻尼頻率為 ，閉環(huán)極點為：S1，2=-0.583±2.43j，S3=-15.17，因此可以看出當引入法向過載作為反饋后，無阻尼固有頻率得到了提高，但此時阻尼比減小了，顯然減小短周期阻尼是不希望的。為此通過改變系統(tǒng)內(nèi)回路的速率陀螺反饋強度來彌補阻尼下降。

⑵清洗網(wǎng)絡(luò)時間常數(shù)τ2的確定。根據(jù)已定的τ1值和同類飛機來選定τ2值，常選 ，在此取τ2=1。

3 控制系統(tǒng)的仿真結(jié)果

由仿真曲線可以看出，有增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機超調(diào)量明顯減小，振蕩次數(shù)減少，使飛機的穩(wěn)定性明顯增加。

通過對某型機增穩(wěn)系統(tǒng)的初步仿真可以看出增穩(wěn)系統(tǒng)能改變等效飛機特征根在復(fù)域平面中的分布位置，改善了飛機的穩(wěn)定性，但同時也使相應(yīng)的操縱系統(tǒng)操縱品質(zhì)變壞。

[參考文獻]

[1]《飛機飛行操縱系統(tǒng)》等.