譚珍珍

摘要：以某型民用飛機為例，對其飛行控制系統(tǒng)進行了研究。利用Matlab/Simulink軟件對人工操縱系統(tǒng)和自動飛行控制系統(tǒng)分別進行縱向控制系統(tǒng)仿真建模，仿真結果與真實數(shù)據(jù)吻合，從而驗證了縱向控制系統(tǒng)模型的有效性。

關鍵詞：飛行控制系統(tǒng)；縱向控制；建模仿真

DOIDOI：10.11907/rjdk.151839

中圖分類號：TP311

文獻標識碼：A 文章編號文章編號：16727800（2015）008012304

0 引言

飛行仿真系統(tǒng)作為飛機設計和模擬飛行訓練的重要工具，已受到越來越多學者的關注。飛行控制系統(tǒng)作為現(xiàn)代飛機和飛行模擬器的核心組成部分，用來傳遞駕駛員的控制信號，通過控制系統(tǒng)使飛機各控制面板按照信號的規(guī)律偏轉，從而實現(xiàn)飛機各個姿態(tài)的控制和穩(wěn)定[1]。目前，服役在國內各大航空公司的大型民機主要是波音公司的波音系列和空中客車公司的空客系列。作為飛機和飛行模擬器的關鍵技術，飛行控制系統(tǒng)在整個飛機和飛行模擬器研制過程中都起著非常重要的作用[2]。本文以波音747縱向通道控制律設計為背景，在Matlab/Simulink環(huán)境下，運用簡化部件級建模思想，建立了人工操縱系統(tǒng)和自動飛行控制系統(tǒng)的仿真模型。仿真結果與真實數(shù)據(jù)吻合，驗證了飛行控制系統(tǒng)模型的準確性。

1 基本組成及原理

縱向控制系統(tǒng)可以穩(wěn)定和控制飛機的俯仰角、高度、速度等，包括人工操縱系統(tǒng)和自動飛行控制系統(tǒng)。向后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉一個角度，在水平尾翼上產(chǎn)生向下的俯沖力，對飛機重心形成俯仰操作力矩，迫使機頭上仰，迎角增大[3]。

升降舵位置由飛行員駕駛桿控制，升降舵感覺計算機提供模擬空氣動力，升降舵感覺和定中組件把感覺轉輸給駕駛桿。馬赫配平系統(tǒng)提供在高馬赫值時的速度穩(wěn)定性，當速度增加時隨安定面移動而調整升降舵。飛行操縱計算機從大氣數(shù)據(jù)計算機獲得馬赫數(shù)等信息，計算出馬赫配平伺服器的位置，馬赫配平伺服器重新調整升降舵感覺和用于調整操縱桿的中立位置的定中組件。通過偏航阻尼器，升降舵感覺偏轉組件及速度配平系統(tǒng)加強了對失速的識別和控制，當速度降低至失速狀態(tài)，速度配平系統(tǒng)配平安定面使機頭向下并且可以在抖桿迎角之上配平[24]。

2 人工操縱系統(tǒng)設計及仿真

人工控制系統(tǒng)需要完成的是對飛行員駕駛桿力的仿真，同時還要實時地計算出相應舵面的偏轉角度?？刂泼娴钠D角與駕駛桿力和飛機的飛行狀態(tài)、控制模式、控制系統(tǒng)的結構參數(shù)密切相關[5]。

2.1 負載力建模

當飛行員直接控制舵面時，負載力不僅與駕駛桿的位移有關，還與駕駛桿的運動狀態(tài)及飛機的飛行狀態(tài)有關。飛行員感受到的負載力主要是氣動力、庫倫摩擦力、慣性力、粘性力、彈簧力等，其中氣動力是感受到的主要載荷力[1]?？偟妮d荷力為：

飛行過程中感覺和定中組件及雙感覺作動筒提供感覺力。感覺和定中組件的輸入由安定面、飛行控制計算機和升降舵感覺計算機提供。由于升降舵感覺和定中組件在后扇形盤上，因而必須考慮在駕駛桿和組件之間的鋼索上運行伸展力。后扇形盤又稱為等效控制桿，要通過迭代反復調整直到后扇形盤位置的總作用力之和為0[4]。后扇形盤上的作用力總和為：

2.2 舵偏角建模

當人工操縱時，舵偏角與駕駛桿的位移成正比[1]，傳遞函數(shù)為：

2.3 仿真結果分析

選取一個典型的縱向控制系統(tǒng)輸入，以及相應的實測數(shù)據(jù)進行對比分析。輸入初始狀態(tài)如表1所示。

表1 縱向控制初始狀態(tài)

襟翼位置[]液壓系統(tǒng)A，B[]備用液壓系統(tǒng)[]失速管理升降舵感覺偏轉

40[]On[]Off[]Off

選取動壓為412.776KPa（59.866lb/ft2），溫度為13°C（515.1°R），馬赫數(shù)為0.204 71，安定面位置為5.435 3°，水平攻角為-5.973 5°，空速為132.98kn。數(shù)據(jù)包含兩個方向上正常操縱測試結果，輸出結果如圖2所示。圖2中的實線為真實飛行測試數(shù)據(jù)，虛線為仿真數(shù)據(jù)。駕駛桿位置與力的最大允許誤差范圍為±10%，駕駛桿位置與升降舵位置的最大允許誤差范圍為±2°。仿真結果顯示，參數(shù)的最大誤差能夠控制在允許范圍內，驗證了人工操縱仿真系統(tǒng)的有效性。仿真與實驗的偏差來源于描點擬合誤差對輸入條件的簡化，以及模型未建模部分產(chǎn)生的影響。

3 自動飛行控制系統(tǒng)設計及仿真

自動飛行控制系統(tǒng)是不需要飛行員干預就能保持飛機飛行姿態(tài)的自動控制設備，主要用于穩(wěn)定飛機的飛行高度、飛行速度和飛行角度，操縱飛機升降和協(xié)調轉彎。此外，還可以引導飛機實現(xiàn)自動著陸[5]。自動飛行控制系統(tǒng)發(fā)出信號控制舵面的偏轉，產(chǎn)生舵面操縱力矩實現(xiàn)飛機的操縱[6]。

3.1 縱向控制系統(tǒng)仿真建模

縱向控制方式的工作模式主要包括高度保持（ALT HOLD）、高度截獲（ALT ACQ）、垂直速度保持（V/S）、飛行層改變（LVL CHG）和垂直導航（VNAV）等[2]。無論系統(tǒng)工作在哪種模式，縱向控制的目的都是消除飛機對基準狀態(tài)的偏差，通過迎角、俯仰角、空速、升力、阻力之間的關系來實現(xiàn)飛行模態(tài)的控制。

俯仰控制的基本規(guī)律為：俯仰角減小—迎角減小—升力減小—航跡角減小—阻力減小—飛行速度增加。因此，當指示空速低于基準值或飛機高度高于基準值時，飛機應下俯。當指示空速高于基準值或者飛機高度低于基準值時，控制飛機上仰[1]。

縱向控制方式中，垂直導航方式的控制面板中，“V VNAV”接通垂直導航模式，此時的俯仰方式顯示“VNAV SPD”（速度）、“VNAV PTH”（軌跡）。此時自動飛行控制系統(tǒng)將從飛行管理計算機獲得的在選定垂直面上飛行所需要的爬升或下降速率、巡航高度和速度，以及航路上的高度限制等參數(shù)。 “V/S”預位或接通垂直速度指令方式，指令俯仰以保持垂直速度[7]。

“ALT HLD”高度保持方式將提供俯仰指令以保持MCP選擇的高度或者按壓“ALT HLD”電門時的氣壓高度。簡單的高度保持（ALT HOLD）回路結構如圖3所示。實際系統(tǒng)中，加入俯仰角指令限幅器和正矢補償器，垂直速度含有一個補償濾波器，俯仰角信號使系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)保持為零誤差，相當于為控制系統(tǒng)提供了“積分效應”。

升降舵控制律為[1]：δe=f（SPTCI，SPTCD，SPTP，SPGAMD，θC）（7）

其中，SPTCI為俯仰角積分指令，SPTCD為俯仰角位移指令，SPTP為俯仰角預測指令，SPGAMD為預期的油門推力，θC是為了在轉彎中保持飛機飛行高度加入的升降舵偏角，稱為正矢補償。

俯仰角積分指令的計算為：

SPTCI=ΔH×KH+VH×KVSPVTAS（8）

其中，SPVTAS為真空速，ΔH為高度捕獲誤差，是選定的基準高度HR與當前氣壓修正高度H之差，VH為垂直速度，KH、KV為各自增益。

俯仰角位移指令的計算為：

SPTCD=SPTCIKP×s+1（9）

在高度保持工作方式中，俯仰位移指令是俯仰角積分指令的一階滯后。

俯仰角預測指令SPTP在高度保持模態(tài)中為0。所需油門推力SPGAMD在高度保持模態(tài)中也為0。

正矢補償計算為：θC=1-cos（φ）×K×VC（10）

其中，為φ滾轉角，VC為空速，K為增益項。

飛行中，從“V/S”、“LVL CHG”或者“VNAV”爬升或下降到方式控制板（MCP）上選擇高度時，自動進入到過渡的機動動作“ALT ACQ”（高度截獲）工作方式[7]。高度截獲中，俯仰角積分和位移的計算類似高度保持。俯仰操作命令通過預測得出，該預測命令通過對俯仰參考偏置進行縮放、增益和積分等計算產(chǎn)生。積分器從當前模態(tài)結合處的飛行航跡角處進行初始化，積分器的輸出就是預測指令。輸入到積分器的飛行航跡角變化率用于自動油門系統(tǒng)的推力需求預期。在這種情況下，自動油門系統(tǒng)根據(jù)此推力需求預期信號來預測是增加還是減少所需要的空速。當達到規(guī)定的高度時，接通到高度保持工作方式上。

圖4給出了飛機從平飛狀態(tài)由10 000FT爬升到20 000FT，并保持一段時間后再降到10 000FT的響應。

3.2 自動著陸系統(tǒng)建模及分析

飛機的著陸過程包括進近、下滑、拉平、滑跑等必要階段，主要是對高度改變的控制[5]。圖5為自動著陸過程示意圖。其中， h0是飛機開始下滑的高度，一般為300～500m；hr是飛機從下滑到拉平的垂直高度；θ為跑道與下滑軌跡的夾角，一般為2.5°～3°[6]；Ir為飛機下滑到拉平的水平距離；Dr為飛機拉平到著陸點的拉平距離。

θ=arctanhrLr≈h0-h1Lr（11）

下滑波束導引系統(tǒng)是保證在全天候飛行條件下實現(xiàn)飛機自動著陸的必不可少的機載系統(tǒng)。拉平指在垂直面內從下滑過渡到著陸點的縱向軌跡，因而將拉平軌跡設計成指數(shù)形式[6]。飛機當前高度為h，基準速度為v0，距離著陸點的水平距離為X。設飛機截獲下滑波束導引信號的時刻t=0s，則飛機的下滑段和拉平段的高度軌跡分別為：

h=h0-v0×sinθ×t（h1+hR）×e-t/τ-hR （12）

其中，hR為飛機自動著陸基準高度，τ為飛機拉平軌跡的時間常數(shù)。

圖6給出了飛機拉平過程的數(shù)值仿真結果。

4 結語

本文采用Matlab/Simulink平臺對民用飛機縱向控制系統(tǒng)的人工操作和自動飛行控制進行了建模和仿真，仿真結果與真實數(shù)據(jù)相符，為民用飛機的飛行控制系統(tǒng)設計提供了依據(jù)。所建立的控制律仿真程序直觀、易于仿真實現(xiàn)和分析，同時還可將控制律模型直接轉換為C/C++代碼應用于飛控計算機。

參考文獻：

[1] 張毅，王士星.仿真系統(tǒng)分析與設計[M].北京： 國防工業(yè)出版社，2010.

[2] DAVID ALLERTON.Principles of flight simulation[M].Wiley， 2009.

[3] NASA-CR-1756.The simulation of a large jet transport aircraft volume 1：mathematical model[Z].1971.

[4] NASA-CR-114494.The simulation of a jumbo jet transport aircraft volume 2：modeling data[Z].1970.

[5] 魯?shù)婪颉げ剂_克豪斯.飛行控制[M].金長江，譯.北京： 國防工業(yè)出版社，1999.

[6] 蔡滿意.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社， 2007.

[7] 楊玉蕾.民機自動飛行系統(tǒng)工作模式研究[D].南京：南京航空航天大學， 2013.

（責任編輯：孫 娟）