陳磊

DOI：10.16661/j.cnki.1672-3791.2015.36.259

摘 要：該文對飛機邊界控制中的迎角限制技術(shù)進行了分析，對幾種工程實用的迎角限制器結(jié)構(gòu)以及優(yōu)缺點進行了描述，結(jié)合A320飛機以及C17飛機的迎角限制器的特點，給出了一種迎角限制器設計方案，對設計的迎角限制器的工作原理進行了描述；然后基于一種典型民用飛機進行了迎角限制器控制律設計，使用Matlab/Simulink軟件建立了迎角限制器控制律仿真模型；最后對飛機迎角限制器控制律模型進行了仿真驗證，結(jié)果表明設計的迎角限制器方案是可行的，可應用于工程實際。

關(guān)鍵詞：飛控系統(tǒng) 邊界控制 迎角限制 控制律

中圖分類號：V24 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2015）12（c）-0259-04

目前，在飛機上可實現(xiàn)的主動控制技術(shù)包括放寬靜穩(wěn)定性、邊界控制、陣風載荷減緩、機動載荷減緩等[1]。其中邊界控制指的是通過在電傳飛行控制系統(tǒng)中加入邊界保護控制律，使飛機的某些重要飛機參數(shù)（包括迎角、俯仰角、空速等）能夠自動地被限制在規(guī)定的邊界范圍內(nèi)，增強了飛機大迎角和大過載時操縱穩(wěn)定性，減輕了駕駛員的心理和體力負擔，實現(xiàn)了飛行員期望的“無憂慮”操縱，大大減小因駕駛員操作處置失誤引起的飛行事故，保證了飛行員與飛機的安全。

當前飛機上使用比較廣泛的邊界控制技術(shù)主要有迎角限制、過載限制、俯仰角限制、高速限制、滾轉(zhuǎn)角限制[2]等，該文主要對迎角限制技術(shù)進行了分析，給出了一種迎角限制設計方案，然后基于一種典型飛機進行了迎角限制器控制律設計，最后對設計的迎角限制器控制律進行了仿真驗證。

1 迎角限制方案

目前，工程實用的迎角限制器具有以下幾種形式。

（1）“取大值”迎角限制器；

（2）A320飛機迎角限制器；

（3）C17飛機迎角限制器。

1.1 “取大值”迎角限制器

“取大值”迎角限制器的結(jié)構(gòu)圖見圖1所示。該形式迎角限制器的工作原理為當控制增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋信號小于等于零時，或者當控制增穩(wěn)信號大于零且大于等于迎角限制的輸出信號時，系統(tǒng)的綜合反饋信號等于控制增穩(wěn)反饋信號；僅當控制增穩(wěn)信號大于零并且小于迎角輸出信號時，系統(tǒng)綜合反饋信號等于迎角輸出信號，此時控制增穩(wěn)信號被斷開，同時接通迎角限制器的輸出信號，從而實現(xiàn)了迎角限制功能。

1.2 A320飛機迎角限制器

空客公司在設計A320飛機電傳飛控系統(tǒng)時也采用了大迎角保護控制器[3，4]，目的是保證飛機在極低速度飛行時具有正的靜穩(wěn)定性，從而防止動態(tài)機動或有大氣紊流時失速。

A320飛機迎角限制器結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。

A320飛機迎角限制器根據(jù)飛機的馬赫數(shù)、前緣及后緣襟翼的位置規(guī)定了保護迎角、平臺迎角以及極限迎角等各種限制迎角，當實際迎角達到保護迎角時，電傳操縱系統(tǒng)的控制律由過載指令控制改變?yōu)橛侵噶羁刂啤?cè)桿中立位對應保護迎角值，側(cè)桿后拉最大位對應限制迎角值。當迎角大于平臺迎角時，自動接通油門控制，使發(fā)動機處于最大推力模式，此時通過比較正常俯仰控制預置值和迎角預置值選擇出信號的最大值，保留對法向過載的限制。推桿當迎角小于平臺迎角2 s后，縱向電傳飛控系統(tǒng)回路恢復到正常的控制。

1.3 C17飛機迎角限制器

波音公司的C17飛機迎角限制器結(jié)構(gòu)框圖見圖3所示。該迎角限制器考慮了限制器斷開瞬態(tài)響應的問題，防止飛機二次失速。其特點是其特點是當駕駛員從飛機大迎角狀態(tài)松桿或者恢復操縱時，操縱靈敏度比增加迎角時大；通過迎角變化率和飛機加速度來分別改善飛機縱向運動短周期和長周期阻尼。

根據(jù)上述幾種典型飛機迎角限制器的分析，可以看出民用飛機一般關(guān)注失速及深失速防護的功能，在俯仰指令通道引入迎角限制以保障飛機的安全飛行。綜合A320飛機和C17飛機迎角控制器的特點，該文設計了一種迎角限制器，如圖4所示。

由圖4可知，迎角警告及限制問題通過迎角操縱無靜差原則解決。即當迎角達到限制迎角時，迎角比例積分反饋接通，改善系統(tǒng)靜穩(wěn)定性；當迎角達到告警迎角時，系統(tǒng)告警。

駕駛員指令信號同時轉(zhuǎn)換為過載增量和迎角增量信號。正常操縱時，駕駛員指令對應過載。當駕駛員指令迎角大于告警迎角與失速迎角之差時，通過邏輯判斷環(huán)節(jié)比較兩個通道指令信號的大小，選擇出最終期望的指令信號，如果指令迎角通道接通，迎角指令限制器工作。當指令迎角等于限制迎角與失速迎角之差時，此時駕駛桿位移對應后拉最大值。同時接通桿位移和迎角反饋積分通道，保證無靜差操縱。當駕駛員得知迎角告警信號做出推桿動作時，駕駛桿位移對迎角或者過載的梯度遠遠大于拉桿時的梯度，保證飛機快速回到安全狀態(tài)。

2 迎角限制器控制律仿真模型

根據(jù)圖4設計的迎角限制器，使用Matlab軟件建立迎角限制器控制律仿真模型，見圖5所示。

其中，控制增穩(wěn)部分采用了構(gòu)型，仿真模型中Kwzp、Knyp、Kwzint、Knyint、Kalpha1、Kalpha2、Kalpha3為在不同平衡點處需要調(diào)節(jié)的參數(shù)，采用直接搜索算法來確定。

3 仿真結(jié)果及分析

基于一種典型飛機，分別在起降、高空巡航構(gòu)型狀態(tài)下，對駕駛員拉滿桿時飛機的迎角和過載響應進行數(shù)字仿真驗證。

3.1 起飛階段

飛機飛行狀態(tài)為：高度20 m，馬赫數(shù)0.26，飛機重量180 t。

迎角限制器調(diào)節(jié)參數(shù)為：Kwzp =0.9777，Knyp =-1.9443，Kwzint=3.6144，Knyint=-0.3309，Kalpha1=-6.2286，Kalpha2=-2.1529，Kalpha3=3.4810。

迎角、過載響應曲線見圖6所示。

3.2 巡航階段

飛機飛行狀態(tài)為：高度11000m，馬赫數(shù)0.86，飛機重量140噸。

迎角限制器調(diào)節(jié)參數(shù)為：Kwzp=1.1865，Knyp=-5.4429，Kwzint=5.3797，Knyint=0.1209，Kalpha1=-4.3722，Kalpha2 =-1.5364，Kalpha3=-4.8048 。

迎角、過載相應曲線見圖7所示。

4 結(jié)語

通過以上仿真結(jié)果可以得出，飛機迎角超過警告迎角后，迎角限制器作用，飛機迎角最終不會超過限制迎角值，因此，表明設計的迎角限制器方案是可行的，可應用于工程實際。該文在進行迎角限制器設計時，迎角限制與控制增穩(wěn)積分通道之間的切換采用加權(quán)的方法圓滑過渡，后續(xù)可以考慮采用最大值比較邏輯的方法，可以確保實現(xiàn)期望的靜態(tài)操縱特性。

參考文獻

[1] 吳森堂，費玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學出版社，2009.

[2] 劉天宇，夏潔，錢艷平.大型飛機迎角限制器設計與飛行品質(zhì)評估[J].系統(tǒng)仿真學報，2011（23）：215-218.

[3] 王華友，薛峰，李振水，等.大型飛機迎角限制方法研究[J].系統(tǒng)仿真學報，2009（20）：257-259.

[4] 王婷，王博，李德尚.過載/迎角邊界保護控制律仿真研究[J].飛行力學，2014（2）：110-113.