何倩琳，王立新

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

為了提高隱身性能，飛翼布局飛機(jī)取消了尾翼，導(dǎo)致其本體阻尼特性下降以及橫航向穩(wěn)定性下降，需采用電傳飛控系統(tǒng)以保證其具有優(yōu)良的動態(tài)響應(yīng)特性.對于這類高增益飛機(jī)而言，舵機(jī)系統(tǒng)作為飛行控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，決定著飛機(jī)的動態(tài)響應(yīng)品質(zhì).目前的舵機(jī)系統(tǒng)均為有速率飽和的非線性系統(tǒng)，當(dāng)舵機(jī)速率達(dá)到飽和狀態(tài)時，實(shí)現(xiàn)指令的時間變長，高階閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)將趨于不穩(wěn)定［1］.由于飛行控制系統(tǒng)是通過舵機(jī)系統(tǒng)將輸入指令轉(zhuǎn)化為舵面機(jī)械位移來實(shí)現(xiàn)控制，因此舵機(jī)的最大運(yùn)動速度與舵面偏轉(zhuǎn)速率的限制值之間存在著確定的對應(yīng)關(guān)系.為保證采用電傳飛控系統(tǒng)的飛翼布局飛機(jī)具有良好的動態(tài)響應(yīng)特性，需合理地設(shè)計并確定其操縱舵面偏轉(zhuǎn)速率的限制值.

目前，關(guān)于舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值的研究多集中于速率限制對人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)耦合振蕩特性的影響方面［2-4］.文獻(xiàn)［5］針對導(dǎo)彈控制系統(tǒng)，從舵機(jī)回路的二階系統(tǒng)響應(yīng)特性出發(fā)，建立了舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值與輸入指令幅值和舵機(jī)回路固有頻率間的數(shù)學(xué)關(guān)系.在飛翼構(gòu)型飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)速率的確定研究方面，現(xiàn)在僅開展了縱向舵面偏轉(zhuǎn)速率大小對飛機(jī)短周期飛行品質(zhì)等級的影響［6］，尚未見有通過高增益閉環(huán)飛機(jī)飛行品質(zhì)的設(shè)計要求，來確定其三軸操縱舵面偏轉(zhuǎn)速率的研究.

本文針對Ⅲ類大展弦比飛翼布局飛機(jī)，依據(jù)舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值對飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響關(guān)系，建立了其三軸舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值的設(shè)計方法，分析了大展弦比飛翼布局飛機(jī)不同軸向偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計取值大小不同的物理原因，以供飛機(jī)操縱舵面設(shè)計時參考.

1 飛翼布局飛機(jī)的典型動態(tài)特性

1.1 運(yùn)動阻尼特性

飛機(jī)短周期震蕩阻尼主要與俯仰阻尼力矩導(dǎo)數(shù)Cmq和洗流時差力矩導(dǎo)數(shù)Cmα·有關(guān)［7］.常規(guī)布局飛機(jī)的全機(jī)俯仰阻尼力矩主要來源于平尾，其他諸如機(jī)翼、機(jī)身等部件對Cmq的貢獻(xiàn)很小.在近似計算中，通常僅考慮平尾的阻尼力矩，在此基礎(chǔ)上增加10% ～20%以考慮翼身影響［8］.由于取消了平尾，飛翼布局飛機(jī)的Cmq要比常規(guī)布局飛機(jī)小很多.

洗流時差力矩導(dǎo)數(shù)Cmα·所起的阻尼作用相對于Cmq要小很多.取消了平尾的飛翼布局飛機(jī)的Cmα·相對常規(guī)飛機(jī)而言非常小，可以近似為0.

飛機(jī)滾轉(zhuǎn)阻尼特性主要由飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)阻尼力矩導(dǎo)數(shù)Clp決定.對于常規(guī)布局飛機(jī)，全機(jī)Clp約90%左右來源于機(jī)翼［9］.平尾和垂尾對Clp的貢獻(xiàn)相對機(jī)翼而言較小.對于大展弦比飛翼布局飛機(jī)，由于其翼展和翼面積均很大，因此其滾轉(zhuǎn)阻尼通常比常規(guī)大展弦比飛機(jī)要大一些.

飛機(jī)荷蘭滾震蕩的阻尼主要與偏航阻尼力矩導(dǎo)數(shù)Cnr和滾轉(zhuǎn)交感力矩導(dǎo)數(shù)Clr有關(guān).對于常規(guī)布局飛機(jī)，約全機(jī)Cnr的80% ～90%來源于垂尾的貢獻(xiàn)，而機(jī)翼Cnr的貢獻(xiàn)可忽略不計［9］.因此，飛翼布局飛機(jī)的偏航阻尼主要由機(jī)身產(chǎn)生，同常規(guī)飛機(jī)相比，其Cnr非常小，幾乎為0.

滾轉(zhuǎn)交感力矩導(dǎo)數(shù)Clr對橫航向動態(tài)響應(yīng)的影響相對于Cnr要弱很多［9］.對于常規(guī)布局飛機(jī)，全機(jī)的Clr主要由機(jī)翼和垂尾的貢獻(xiàn)疊加而成.其中，機(jī)翼產(chǎn)生的Clr隨升力系數(shù)CL的增大而增大［8］.由于采用翼身融合設(shè)計，飛翼布局飛機(jī)的升力面較大，在相同情況下，其配平升力系數(shù)較小，故機(jī)翼產(chǎn)生的Clr較小.又由于取消垂尾，飛翼布局飛機(jī)的 Clr比常規(guī)飛機(jī)小很多，可以近似忽略.

1.2 阻力舵的三軸耦合特性

飛翼布局飛機(jī)由于取消了尾翼，無法使用常規(guī)的升降舵和方向舵，而是采取一系列新型操縱面實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的操縱.大展弦比飛翼布局飛機(jī)操縱面配置多采用開裂式方向舵和多組升降副翼組合的方式(如圖1所示).

圖1 FW-H操縱面配置方案Fig.1 Control surface arrangement scheme of FW-H

開裂式方向舵屬于阻力類方向舵，通過一側(cè)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生不對稱阻力實(shí)現(xiàn)偏航操縱，具有附加力效應(yīng)顯著和三軸操縱耦合的特性［10］.隨著一側(cè)開裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)重心之后的局部升力減小，飛機(jī)具有抬頭趨勢，同時導(dǎo)致該側(cè)機(jī)翼升力部分損失，飛機(jī)有向該側(cè)滾轉(zhuǎn)的趨勢.當(dāng)舵偏角增大，飛機(jī)的抬頭和滾轉(zhuǎn)效應(yīng)加強(qiáng)，三軸耦合效應(yīng)增強(qiáng).

2 舵面偏轉(zhuǎn)速率大小的設(shè)計方法

舵面偏轉(zhuǎn)速率的大小會對飛機(jī)的動態(tài)響應(yīng)產(chǎn)生影響［6］.當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)速率達(dá)到飽和狀態(tài)時，在駕駛員操縱或受到外界擾動下，飛機(jī)將可能進(jìn)入危險的、很難改出的自激振蕩狀態(tài)，進(jìn)而影響飛機(jī)的飛行品質(zhì)，甚至危及飛行安全［3］.

基于舵面偏轉(zhuǎn)速率大小對飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響，在已完成飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計的情形下，本文建立了飛翼布局飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值的設(shè)計方法和流程:①對操縱面的操縱效能進(jìn)行人工解耦;②設(shè)定各軸操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值的初值;③分別確定飛機(jī)在三軸上對舵面偏轉(zhuǎn)速率要求最大的臨界飛行狀態(tài)點(diǎn);④選取設(shè)計舵面;⑤對閉環(huán)飛機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行飛行品質(zhì)評定;⑥將非設(shè)計舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值固定為初值，依據(jù)品質(zhì)評定結(jié)果，修改設(shè)計舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值，直至滿足一級飛行品質(zhì)要求.具體流程如圖2所示.

圖2 舵面偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計流程Fig.2 Process for designing actuator rate

2.1 舵面人工解耦

由于采用無尾翼身融合設(shè)計，飛翼布局飛機(jī)新型舵面在操縱效能上易產(chǎn)生軸間耦合.在飛機(jī)初步設(shè)計階段確定各主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值時，需先對飛翼布局飛機(jī)各操縱面的操縱效能進(jìn)行人工解耦，以簡化設(shè)計流程，并保證設(shè)計具有一定的裕度.

飛機(jī)在受到航向擾動后，由于開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生附加的俯仰與滾轉(zhuǎn)力矩，為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的三軸配平，俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱面也要相應(yīng)地偏轉(zhuǎn)，這些舵面也會產(chǎn)生一些偏航力矩.在設(shè)計開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)速率限制值時，可先忽略俯仰和滾轉(zhuǎn)舵面產(chǎn)生的偏航力矩，即將兩組升降副翼的偏航操縱導(dǎo)數(shù)設(shè)為0，假定全機(jī)偏航操縱力矩僅由開裂式方向舵提供.依此類推，在人工解耦假設(shè)下，確定俯仰與滾轉(zhuǎn)操縱面偏轉(zhuǎn)速率大小時，另二個軸向舵面的操縱導(dǎo)數(shù)均假設(shè)為0.

2.2 臨界狀態(tài)點(diǎn)選取

當(dāng)飛機(jī)飛行狀態(tài)改變時，不僅飛機(jī)的本體特性會發(fā)生改變，同一舵面的操縱效能也將隨之發(fā)生變化，使得舵機(jī)回路中速率約束的作用改變.因而，對于不同舵面，對偏轉(zhuǎn)速率最大值要求的狀態(tài)點(diǎn)是不同的.在設(shè)計大展弦比飛翼布局飛機(jī)各主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值時，需分別確定其對應(yīng)的臨界狀態(tài)點(diǎn).

在全飛行包線內(nèi)，起飛狀態(tài)下飛機(jī)的配平迎角最大，且靜態(tài)氣動系數(shù)是迎角的非線性函數(shù).飛翼布局飛機(jī)的失速迎角較小，受到擾動后易導(dǎo)致其出現(xiàn)失速.在確定縱向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值時，宜以起飛狀態(tài)為飛行品質(zhì)評定臨界狀態(tài)點(diǎn).

飛翼布局飛機(jī)在著陸狀態(tài)下，開裂式方向舵兩側(cè)逐漸對稱打開至最大偏度，起增大阻力的作用.飛機(jī)在受到干擾后，橫航向控制主要由橫向操縱面實(shí)現(xiàn).在確定橫向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值時，宜以著陸狀態(tài)為飛行品質(zhì)評定臨界狀態(tài)點(diǎn).

由于大展弦比飛翼布局飛機(jī)的偏航阻尼導(dǎo)數(shù)Cnr約為0，導(dǎo)致荷蘭滾阻尼過小，受到干擾后，飛機(jī)將產(chǎn)生強(qiáng)烈的左右振蕩，飛機(jī)的跟蹤性將降低.在確定航向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值時，宜以A種飛行階段作為飛行品質(zhì)評定臨界狀態(tài)點(diǎn).

2.3 飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則選取

1)縱向:根據(jù)MIL-STD-1797A飛行品質(zhì)規(guī)范要求，對于俯仰軸的飛行品質(zhì)評定，可分為長周期和短周期響應(yīng)特性.由于采用電傳飛行控制系統(tǒng)，飛翼布局飛機(jī)閉環(huán)響應(yīng)為飛行控制律的指令響應(yīng)，不會出現(xiàn)慢運(yùn)動的長周期響應(yīng)特性.飛機(jī)受到擾動的初期，運(yùn)動參數(shù)變化快，駕駛員往往來不及反應(yīng)并予以糾正，對飛機(jī)飛行的安全、操縱反應(yīng)等特性影響很大，研究縱向舵偏速率問題時，應(yīng)重點(diǎn)考慮短周期的模態(tài)特性要求.

由于飛翼布局飛機(jī)采用電傳飛行控制系統(tǒng)，其高增穩(wěn)的閉環(huán)響應(yīng)特性有異于常規(guī)飛機(jī)的本體響應(yīng)特性，因此，宜選用適用于非常規(guī)響應(yīng)的短周期飛行品質(zhì)評定方法中的Chalk準(zhǔn)則［11］，從高階系統(tǒng)時域特性方面來研究確定飛翼布局飛機(jī)滿足一級飛行品質(zhì)要求的縱向主操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率限制值.

2)橫向:飛機(jī)橫向飛行品質(zhì)的要求是多方面的，其中滾轉(zhuǎn)操縱時的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)是最主要的動態(tài)特性要求［12］，由飛機(jī)的等效滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)TR反映.滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)描述了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性，其大小直接影響駕駛員對飛機(jī)進(jìn)行精確操縱的難易程度.因而，選取等效滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)這一指標(biāo)來確定飛翼布局飛機(jī)滿足一級飛行品質(zhì)要求的橫向主操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率限制值.

3)航向:飛機(jī)對航向輸入所產(chǎn)生的航向與滾轉(zhuǎn)振蕩響應(yīng)特性，主要以荷蘭滾模態(tài)阻尼比ζd、自然頻率 ωnd以及二者乘積 ζdωnd來表征［12］.因而，選取荷蘭滾模態(tài)的頻率及阻尼比來確定飛翼布局飛機(jī)滿足一級飛行品質(zhì)要求的航向主操縱面最小偏轉(zhuǎn)速率限制值.

3 算例與結(jié)果分析

3.1 算例對象

選取FW-H［13-14］大展弦比飛翼布局飛機(jī)為研究算例.計算所用原始數(shù)據(jù)均來源于中國空氣動力研究與發(fā)展中心的風(fēng)洞試驗(yàn).FW-H飛翼飛機(jī)構(gòu)型如圖1所示，采用小后掠角(30°)大展弦比(9.3)無尾三角翼布局，共設(shè)有4組7塊操縱面，分別為開裂式方向舵、內(nèi)側(cè)升降副翼、外側(cè)升降副翼以及海貍尾狀俯仰操縱面.其中，海貍尾狀俯仰操縱面起俯仰軸修正操縱作用，其與升降副翼共同構(gòu)成陣風(fēng)減緩系統(tǒng)(駕駛員通常無權(quán)限控制)，以使飛機(jī)在低空飛行時保持平穩(wěn)［15］.

FW-H飛翼構(gòu)型飛機(jī)采用多操縱面設(shè)計，不同舵面的主要操縱功能如表1所示，假設(shè)各操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值初值統(tǒng)一取為120(°)/s.

表1 不同舵面的操縱功能Table 1 Control function of different control surfaces

FW-H飛翼布局飛機(jī)本體的阻尼特性較差，具有多操縱面冗余配置，飛行動力學(xué)特性非線性較強(qiáng)，基于逆動力學(xué)結(jié)合模型跟蹤的非線性自適應(yīng)方法，完成設(shè)計的飛行控制系統(tǒng)如圖3所示.

系統(tǒng)的輸入為操縱指令yc，根據(jù)飛行控制系統(tǒng)的要求，可以為駕駛員桿指令、姿態(tài)或軌跡控制指令，給飛機(jī)的輸入指令為舵面偏角指令u.

整個控制系統(tǒng)可分為指令生成、指令解算和控制分配3個主要模塊.其中，指令生成模塊將操縱指令通過理想的飛行品質(zhì)模型生成偽控制輸入v;指令解算模塊根據(jù)輸入的偽控制輸入v，通過動態(tài)逆環(huán)節(jié)，解算得到完成給定控制指令所需的三軸操縱力矩;控制分配模塊通過基底排序最優(yōu)控制分配方法［16］將期望的三軸力矩分配到各個操縱面上.系統(tǒng)通過模型跟蹤、剛體逆動力學(xué)解算和多操縱面控制分配來最終實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的整體控制.

圖3 飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Configuration diagram of flight control system

3.2 縱向主操縱面

FW-H構(gòu)型飛翼飛機(jī)縱向運(yùn)動的主操縱面是內(nèi)側(cè)升降副翼，其特點(diǎn)是操縱力臂相對較短.在起飛狀態(tài)下，選取時長3 s，幅值1°的迎角階躍信號為系統(tǒng)輸入指令，固定外側(cè)升降副翼和開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)速率限制值均為120(°)/s，依次選取內(nèi)側(cè)升降副翼偏轉(zhuǎn)速率限制值分別為120、80、79、66和65(°)/s的5種情形進(jìn)行量化分析.

FW-H飛機(jī)在不同速率限制下的迎角時域響應(yīng)如圖4所示.隨著偏轉(zhuǎn)速率限制值的降低(情形1→5)，迎角響應(yīng)的峰值增大，迎角變化的平穩(wěn)性逐漸變差.速率限制值較大時，迎角響應(yīng)變化比較平緩，系統(tǒng)跟蹤特性良好.速率限制值較小時(情形4和情形5)，迎角響應(yīng)振蕩，反應(yīng)比較劇烈，飛機(jī)控制困難，跟蹤特性較差.

圖4 迎角響應(yīng)特性曲線Fig.4 Response characteristic curve of angle of attack

對于大展弦比飛翼布局飛機(jī)，由于取消平尾后機(jī)身變短，其縱向阻尼特性顯著下降，對操縱面的要求較高.受速率限制約束，舵機(jī)回路輸出δ與輸入 δc的幅值比 δ/δc＜1，并且隨著舵機(jī)速率飽和時間增加，幅值比 δ/δc減?。?7］.隨著舵機(jī)回路速率限制值的降低，對同一輸入指令，舵機(jī)速率處于飽和狀態(tài)的時間增多，舵機(jī)回路的非線性特性加強(qiáng)，輸出幅值減小嚴(yán)重，使得舵面操縱效果減弱，飛機(jī)振蕩加劇，故平穩(wěn)性下降.

FW-H飛機(jī)俯仰角速度響應(yīng)特性主要依據(jù)Chalk準(zhǔn)則的瞬態(tài)峰值比Δqmin/Δqmax進(jìn)行短周期時域品質(zhì)特性評定.短周期俯仰響應(yīng)的阻尼特性通過瞬態(tài)峰值比體現(xiàn).

由圖5得瞬態(tài)峰值比結(jié)果，如表2所示.從表2可知，隨著速率限制值δ·max的減小，基于Chalk準(zhǔn)則的飛行品質(zhì)參數(shù)Δqmin/Δqmax逐漸變大，短周期阻尼下降，飛行品質(zhì)特性有逐漸變差的趨勢，對應(yīng)的Chalk準(zhǔn)則的飛行品質(zhì)等級逐漸降低.

圖5 俯仰角速度響應(yīng)曲線Fig.5 Characteristic curve of pitch angle velocity response

表2 縱向Chalk準(zhǔn)則飛行品質(zhì)評定結(jié)果Table 2 Flying qualities assessment results by vertical Chalk criteria

此外，飛機(jī)的有效時間延遲t1隨著偏轉(zhuǎn)速率限制的降低而增加，飛機(jī)的快速性變差，無法及時地跟蹤期望的響應(yīng)特性.在控制系統(tǒng)的舵機(jī)回路中，若速率限制值較小，舵機(jī)速率易達(dá)到飽和狀態(tài)，舵機(jī)回路變成非線性動態(tài)環(huán)節(jié)，致使舵機(jī)輸出與輸入指令間存在較大的相位滯后，故時間延遲增加［17］.

對FW-H飛機(jī)，當(dāng)縱向主操縱面內(nèi)側(cè)升降副翼的偏轉(zhuǎn)速率限制值大于80(°)/s，系統(tǒng)跟蹤特性良好，可獲得一級飛行品質(zhì);當(dāng)速率限制值小于66(°)/s，狀態(tài)變量變化幅度較大，飛行品質(zhì)特性較差，只能達(dá)到三級飛行品質(zhì)，飛機(jī)控制困難.因此，為了保證FW-H飛機(jī)具有一級飛行品質(zhì)，其縱向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值需大于80(°)/s.

3.3 橫向主操縱面

FW-H構(gòu)型飛翼飛機(jī)的橫向主操縱面是外側(cè)升降副翼.在著陸狀態(tài)下，選取單位時長為1 s，幅值為0.1 rad/s的“3211”滾轉(zhuǎn)角速度信號為系統(tǒng)輸入指令，固定內(nèi)側(cè)升降副翼和開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)速率限制值均為120(°)/s，依次選取外側(cè)升降副翼偏轉(zhuǎn)速率限制值分別為120、96、95、56和55(°)/s的5種情形進(jìn)行量化分析.

對于采用復(fù)雜飛行控制系統(tǒng)的高階FW-H飛機(jī)，利用低階等效系統(tǒng)方法擬配得到等效滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)TR，結(jié)果如表3所示.

表3 滾動模態(tài)的橫向飛行品質(zhì)評定結(jié)果Table 3 Lateral flying qualities assessment result of rolling mode

由表3可知，隨著偏轉(zhuǎn)速率限制值的減小，F(xiàn)W-H飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)增大，飛行品質(zhì)等級逐漸降低.

對于FW-H飛機(jī)，當(dāng)其外側(cè)升降副翼偏轉(zhuǎn)速率限制值大于96(°)/s時，可獲得一級飛行品質(zhì)，飛機(jī)具有良好的滾轉(zhuǎn)動態(tài)特性.當(dāng)速率限制值小于56(°)/s時，飛機(jī)的橫向飛行品質(zhì)降低至三級，出現(xiàn)擾動時飛機(jī)滾轉(zhuǎn)阻尼降低，收斂變慢，控制較難的現(xiàn)象.因此，為保證FW-H飛機(jī)獲得一級飛行品質(zhì)，其橫向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值需大于96(°)/s.

3.4 航向主操縱面

FW-H構(gòu)型飛翼飛機(jī)的航向主操縱面是開裂式方向舵.在A種飛行階段低空飛行狀態(tài)下，選取單位時長為1 s，幅值為0.05°的“3211”側(cè)滑角信號作為系統(tǒng)的輸入指令，固定內(nèi)側(cè)升降副翼和外側(cè)升降副翼偏轉(zhuǎn)速率限制值均為120(°)/s，依次選取開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)速率限制值分別為120、69、68、16 和 15(°)/s的 5 種情形進(jìn)行量化分析.

對于采用復(fù)雜飛行控制系統(tǒng)的高階FW-H飛機(jī)，利用低階等效系統(tǒng)方法擬配得到飛機(jī)的荷蘭滾模態(tài)的阻尼比ζd及自然頻率ωnd，結(jié)果如表4所示.

表4 荷蘭滾模態(tài)的航向飛行品質(zhì)評定結(jié)果Table 4 Directional flying qualities assessment of Dutch rolling mode

由表4可知，隨著偏轉(zhuǎn)速率限制值的減小，飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)阻尼比和自然頻率降低，飛行品質(zhì)等級逐漸降低.

對于FW-H飛機(jī)，當(dāng)開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)速率限制值大于69(°)/s時，飛機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)的荷蘭滾模態(tài)參數(shù)阻尼比與自然頻率滿足一級飛行品質(zhì)要求.當(dāng)偏轉(zhuǎn)速率限制值小于16(°)/s時，其航向飛行品質(zhì)降低至三級，急劇機(jī)動時飛機(jī)控制較難.因此，為保證FW-H飛機(jī)具有一級飛行品質(zhì)，其航向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值需大于69(°)/s.

3.5 三軸舵面偏轉(zhuǎn)速率大小對比分析

根據(jù)上述分析，F(xiàn)W-H飛翼構(gòu)型飛機(jī)縱、橫、航向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計最小值依次為80、96、69(°)/s.

舵機(jī)回路的速率限制會引起一定的相位滯后，產(chǎn)生時間延遲.給定輸入下速率限制值越小引發(fā)的時間延遲越大.具有小的時間延遲是好的飛行品質(zhì)的關(guān)鍵.由于飛行任務(wù)的不同，規(guī)范MIL-STD-1797A對飛機(jī)縱、橫、航向的時間延遲要求不同.縱向Chalk準(zhǔn)則有效時間延遲一級要求為t1≤0.12 s.橫向滾轉(zhuǎn)控制要求的一級等效時間延遲為τep≤0.1 s.而在規(guī)范中對航向時間延遲τeβ沒有提出要求.τeβ的大小并不像在俯仰及滾轉(zhuǎn)控制時那么嚴(yán)重地影響飛行品質(zhì)，因?yàn)轳{駛員通常不采用航向控制來完成側(cè)滑角的高增益精確跟蹤任務(wù).因此，從飛行品質(zhì)對時間延遲要求出發(fā)，大展弦比飛翼布局飛機(jī)對橫向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值要求最高，其次是縱向，最后是航向.

除飛行品質(zhì)要求外，飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值的大小還與飛機(jī)本體有量綱的阻尼導(dǎo)數(shù)有關(guān).對飛翼飛機(jī)，縱向主要體現(xiàn)為，橫向?yàn)?，航向?yàn)?，具體計算公式為［8］

式中:c為平均弦長;b為展長;Q為動壓;S為翼面積;V*為基準(zhǔn)運(yùn)動飛行速度;Ix為繞滾轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動慣量;Iy為繞俯仰軸轉(zhuǎn)動慣量;Iz為繞偏航軸轉(zhuǎn)動慣量;Izx為滾轉(zhuǎn)偏航軸的慣性積.

對同一輸入指令，若飛機(jī)的有量綱阻尼導(dǎo)數(shù)越大，動態(tài)響應(yīng)快速性就越好，對指令速率的增加要求就越高.當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值較小，速率處于飽和狀態(tài)時，指令速率的增加會受到限制.因此，有量綱的阻尼導(dǎo)數(shù)越大，相應(yīng)的舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值需越大.

由式(1)～式(3)可見，飛翼布局飛機(jī)三軸舵面偏轉(zhuǎn)速率限制值的相對大小不僅與飛機(jī)氣動導(dǎo)數(shù)有關(guān)，還與飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量、展弦比等相關(guān).實(shí)際工程設(shè)計中還與舵面鉸鏈力矩、機(jī)體和舵面彈性變形等因素相關(guān).

4 結(jié)論

1)舵面偏轉(zhuǎn)速率的大小影響飛機(jī)的飛行品質(zhì).對于本體穩(wěn)定特性較差的飛翼布局飛機(jī)而言，其舵面偏轉(zhuǎn)速率必須具有足夠的大小，以保證獲得滿意的飛行品質(zhì)特性.

2)建立了飛翼布局飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計方法:首先進(jìn)行舵面人工解耦，確定臨界飛行狀態(tài)點(diǎn)，設(shè)定舵面偏轉(zhuǎn)速率設(shè)計初值，然后選取飛行品質(zhì)評定準(zhǔn)則，進(jìn)行閉環(huán)系統(tǒng)飛行品質(zhì)評定，最后依據(jù)評定結(jié)果，修改速率限制值，直至其滿足一級飛行品質(zhì)要求.

3)基于飛行品質(zhì)規(guī)范要求以及飛機(jī)本體阻尼特性，F(xiàn)W-H大展弦比飛翼布局飛機(jī)對橫向主操縱面偏轉(zhuǎn)速率限制值要求最高，其次是縱向，最后是航向，對應(yīng)的數(shù)值依次為96、80和69(°)/s.

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