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大型飛機(jī)推力調(diào)節(jié)應(yīng)急飛行控制研究

0引言

航空運(yùn)輸是公認(rèn)的最安全的交通運(yùn)輸手段之一，然而致命的飛行事故仍時(shí)有發(fā)生。大型飛機(jī)由于常規(guī)操縱舵面失效、飛行控制能力喪失而導(dǎo)致重大的飛行事故，這在各個(gè)國(guó)家的航空史上屢見(jiàn)不鮮，其中不乏機(jī)毀人亡的嚴(yán)重后果[1]。

當(dāng)舵面控制能力失去后，駕駛員不得不通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小實(shí)現(xiàn)應(yīng)急控制。從日航波音747撞山事件和蘇城空難的飛行航跡可知，飛行舵面控制能力喪失后，駕駛員嘗試手動(dòng)控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力，由于推力改變飛機(jī)所受力和力矩的能力十分有限，以及發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)的延遲特性，手動(dòng)油門易激發(fā)縱向長(zhǎng)周期震蕩和橫航向荷蘭滾模態(tài)，因此如何抑制長(zhǎng)周期震蕩和荷蘭滾模態(tài)，并在有限的控制能力下實(shí)現(xiàn)航跡控制是PCA技術(shù)研究的重點(diǎn)。美國(guó)NASA率先開(kāi)展了推力調(diào)節(jié)的研究，但缺少動(dòng)力學(xué)角度的分析，國(guó)內(nèi)這方面的研究非常有限，文中筆者將兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力視為被控量，針對(duì)飛機(jī)縱向、橫航向模型分別設(shè)計(jì)增穩(wěn)回路，有效抑制了長(zhǎng)周期震蕩和荷蘭滾模態(tài)。

1PCA動(dòng)力學(xué)分析

利用發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行軌跡控制，縱向通道主要是控制左右兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的對(duì)稱推力，使速度、俯仰力矩發(fā)生變化，從而控制飛行的縱向軌跡。航向通道則控制左右發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)推力，形成航向控制力矩以控制飛機(jī)水平面內(nèi)的飛行軌跡[2]。假設(shè)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)坐標(biāo)為(lx,ly,lz)，安裝角分別為上偏角αT和內(nèi)偏角βT，則推力T對(duì)飛機(jī)三軸方向產(chǎn)生的力和力矩為：

(1)

(2)

為不失一般性，以波音747-100飛機(jī)為例，推力調(diào)節(jié)操縱原理的具體描述如下(安裝角較小，為簡(jiǎn)單起見(jiàn)，令cosαT≈1,cosβT≈1)：

縱向通道的對(duì)稱推力發(fā)生變化后，即四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力同時(shí)變化ΔT，此時(shí)飛機(jī)三軸外力變化(4ΔT,0,-0.174 4ΔT)、外力矩變化(0,12.192ΔT,0)。對(duì)稱推力沿x軸有一個(gè)大小為4ΔT的推力分量，由于飛機(jī)的速度穩(wěn)定性，引起航跡角γ發(fā)生變化；對(duì)稱推力沿機(jī)身軸線的垂直分量0.174 4ΔT，可直接引起航跡角γ變化；大型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力線一般位于重心下面，因此推力變化可以引起飛機(jī)俯仰力矩變化12.192ΔT，也可以改變航跡。

航向通道差動(dòng)推力變化后，即左側(cè)兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化ΔT，右側(cè)變化-ΔT，此時(shí)飛機(jī)沿三軸外力變化(0,0.139 6ΔT,0)、外力矩變化(2.897 1ΔT,0,66.446 4ΔT)。差動(dòng)推力的側(cè)向分量0.139 6ΔT可直接改變航向；差動(dòng)推力在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生偏航力矩66.446 4ΔT；其沿機(jī)身軸線的垂直分量產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩2.897 1ΔT，此外由于飛機(jī)側(cè)滑，后掠機(jī)翼和垂直尾翼也提供額外的滾轉(zhuǎn)力矩。所有這些滾轉(zhuǎn)力矩，通常與偏航是同一個(gè)方向，使飛機(jī)向偏航的方向滾轉(zhuǎn)。因此，在應(yīng)急情況下，通過(guò)正確地調(diào)節(jié)差動(dòng)推力，可以使飛機(jī)精確地調(diào)整到期望的角度，從而改變航向[3]。

針對(duì)縱橫向分組的飛機(jī)六自由度非線性方程，縱向狀態(tài)變量取xl=[V,α,θ,q]T，橫航向變量取xt=[β,p,r,φ]T，利用小擾動(dòng)原理，對(duì)非線性方程線性化，可得到狀態(tài)方程如下：

(3)

(4)

式中，TL、TR分別為左右兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力；Al、At與常規(guī)模型類似，不再列出；Bl、Bt分別為:

(5)

(6)

式(5)中，各變量定義如式(7)所示：

(7)

式(6)中，各變量定義如式(8)所示：

(8)

由模型可見(jiàn)，推力變化對(duì)速度、迎角、滾轉(zhuǎn)角等諸多變量均有影響。PCA問(wèn)題重點(diǎn)關(guān)注航跡角和滾轉(zhuǎn)角的推力響應(yīng)特性，因此，針對(duì)波音747-100飛機(jī)，可獲得巡航狀態(tài)下(高度8km，速度250m/s)對(duì)稱推力ΔTl到航跡角Δγ、差動(dòng)推力ΔTt到滾轉(zhuǎn)角Δφ的傳遞函數(shù)，分別為：

(9)

(10)

式(9)、(10)中，傳遞函數(shù)的增益分別為1.444 5E-06、9.190 8E-04，顯然差動(dòng)推力對(duì)滾轉(zhuǎn)角具有足夠的控制能力，此外在50KN對(duì)稱推力作用下，航跡傾斜角可變化5°，基本滿足要求。由以上分析可知，發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)對(duì)于舵面失效飛機(jī)具有一定的控制能力，而且差動(dòng)推力對(duì)于橫航向的控制能力更為突出。

2PCA總體方案

本文構(gòu)建的航跡角、滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)總體方案如圖1所示。

圖1　PCA應(yīng)急控制系統(tǒng)總體方案

當(dāng)飛控舵面失效后，駕駛員可通過(guò)飛行模式控制面板手動(dòng)切換至PCA應(yīng)急模式，并輸入航跡傾斜角和滾轉(zhuǎn)角指令，指令信號(hào)和反饋信號(hào)(傳感器測(cè)量得到)一起送入飛行控制計(jì)算機(jī)，計(jì)算得到用于產(chǎn)生對(duì)稱推力、差動(dòng)推力的發(fā)動(dòng)機(jī)指令信號(hào)EPR(Engine Pressure Ratio，以下簡(jiǎn)稱EPR)，并將EPR指令分別送入左側(cè)、右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)，通過(guò)調(diào)節(jié)兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力實(shí)現(xiàn)應(yīng)急飛行控制功能[3-5]。

3綜合飛行/推進(jìn)系統(tǒng)模型

本文以波音747-100型飛機(jī)作為仿真對(duì)象，可得巡航狀態(tài)下Al、Bl表示的縱向模型和At、Bt表示的橫航向模型。

(11)

(12)

(13)

(14)

波音747-100飛機(jī)翼吊四發(fā)JT9D-3型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)建模數(shù)據(jù)，在高度、馬赫數(shù)確定的情況下，可建立凈推力與EPR的關(guān)系。發(fā)動(dòng)機(jī)的延遲特性，可采用一階環(huán)節(jié)模擬，其響應(yīng)時(shí)間常數(shù)隨高度變化，海平面高度為1.1s，11 000m高度為2.5s，其他高度的延遲時(shí)間常數(shù)按照線性插值處理。由此可得到各狀態(tài)點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)模型為：

(15)

4PCA控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

4.1PCA縱向航跡角控制

對(duì)于縱向航跡角控制，利用傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)內(nèi)外環(huán)分開(kāi)設(shè)計(jì)的思想，內(nèi)環(huán)設(shè)計(jì)增穩(wěn)回路，外環(huán)實(shí)現(xiàn)航跡傾斜角控制，其控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2　縱向航跡傾斜角控制器結(jié)構(gòu)

圖2中，駕駛員指令直接控制航跡傾斜角γ，反饋信號(hào)采用俯仰角速率q和航跡傾斜角γ。其中內(nèi)環(huán)由姿態(tài)阻尼回路構(gòu)成，以改善長(zhǎng)周期浮沉運(yùn)動(dòng)模態(tài)的阻尼。

由于推力調(diào)節(jié)容易激發(fā)長(zhǎng)周期震蕩，因此長(zhǎng)周期阻尼是內(nèi)環(huán)設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)。以巡航狀態(tài)點(diǎn)為例，可畫出如圖3所示的內(nèi)環(huán)系統(tǒng)的根軌跡，在保證穩(wěn)定性的前提下，使長(zhǎng)周期一對(duì)小的共軛復(fù)根遠(yuǎn)離虛軸，此時(shí)得到的反饋增益Kq為150。

引入增穩(wěn)回路后，長(zhǎng)周期模態(tài)的一對(duì)小的共軛復(fù)根變化為-0.046 2±0.055 3i，長(zhǎng)周期阻尼從0.051變?yōu)?.641，有效抑制了長(zhǎng)周期振蕩。

在內(nèi)環(huán)增穩(wěn)基礎(chǔ)上，外環(huán)設(shè)計(jì)PID控制器，以實(shí)現(xiàn)對(duì)航跡傾斜角指令的準(zhǔn)確跟蹤。

4.2PCA橫航向滾轉(zhuǎn)角控制

圖3　縱向阻尼回路根軌跡

采用與航跡傾斜角控制類似的控制結(jié)構(gòu)，滾轉(zhuǎn)角控制結(jié)構(gòu)如圖4所示。由于差動(dòng)推力容易激發(fā)荷蘭滾模態(tài)，因此荷蘭滾阻尼是內(nèi)環(huán)設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)。圖4中，內(nèi)環(huán)反饋信號(hào)采用側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速率p，用于改善荷蘭滾阻尼。引入p反饋，也可直接改善穩(wěn)定性。駕駛員輸入滾轉(zhuǎn)角指令Δφc，并通過(guò)調(diào)節(jié)滾轉(zhuǎn)角Δφ，達(dá)到控制航跡方位角Δx的目的。

圖4　橫航向滾轉(zhuǎn)角控制器結(jié)構(gòu)

內(nèi)環(huán)反饋增益的選取同樣采用根軌跡的設(shè)計(jì)方法，側(cè)滑角反饋增益取10，滾轉(zhuǎn)角速率增益取-0.11，此時(shí)荷蘭滾的一對(duì)復(fù)根變?yōu)?0.238 3±0.992 5i，荷蘭滾阻尼從0.071變?yōu)?.233。外環(huán)設(shè)計(jì)PID控制器，即完成滾轉(zhuǎn)角的控制。

4.3基于PCA的自動(dòng)著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)

當(dāng)飛機(jī)舵面失效后，如何實(shí)現(xiàn)安全迫降是對(duì)PCA系統(tǒng)的嚴(yán)峻考驗(yàn)。典型的飛機(jī)著陸過(guò)程分為四個(gè)階段：初始進(jìn)場(chǎng)階段、坡度下滑階段、拉平階段和地面滑跑階段。假定飛機(jī)已經(jīng)對(duì)準(zhǔn)跑道中心線，并處于初始進(jìn)場(chǎng)階段的定高平飛狀態(tài)。

對(duì)于正常飛機(jī)，下滑段初始高度為400m，速度為70m/s，并沿著-3°的下滑軌跡下滑。拉平高度選為20m，當(dāng)飛行高度達(dá)到0m時(shí)，飛機(jī)觸地，進(jìn)入滑跑階段。由于飛機(jī)常規(guī)舵面失效，著陸時(shí)并不能降至理想速度，因此初始速度選擇為120m/s。下滑過(guò)程中由于飛機(jī)垂直下降速度過(guò)大以及發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)的大延遲特性，因此拉平高度提高到50m，以避免接地速度過(guò)大造成事故。

本節(jié)采用了與儀表著陸系統(tǒng)耦合的著陸控制器設(shè)計(jì)方法[6]，由波束偏差角和高度信號(hào)解算出飛機(jī)航跡傾斜角、滾轉(zhuǎn)角指令，輸入到PCA控制系統(tǒng)，從而實(shí)現(xiàn)了推力控制下的自動(dòng)著陸。

5仿真分析

為驗(yàn)證本文控制系統(tǒng)的有效性，以波音747-100飛機(jī)為對(duì)象進(jìn)行了仿真分析。

巡航初始狀態(tài)為：高度H=8km，速度V=250m/s，迎角α=2.639 6°，發(fā)動(dòng)機(jī)壓比EPR=1.162 3。給航跡傾斜角施加幅值為1°的矩形指令，響應(yīng)曲線如圖5所示。

圖5　縱向航跡角控制響應(yīng)曲線

圖5中，航跡角γ能準(zhǔn)確跟蹤指令信號(hào)，其響應(yīng)時(shí)間(指令的63%)為9.92s，上升時(shí)間12.5s，超調(diào)量為5.85%，同時(shí)速度變化、EPR均保持在一個(gè)較小的變化范圍內(nèi)。

在同樣的狀態(tài)點(diǎn)，給滾轉(zhuǎn)角施加幅值為20°的矩形指令，仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6中，滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)時(shí)間為9.57s，上升時(shí)間9.21s，有微小超調(diào)。偏航角速率與滾轉(zhuǎn)角近似成正比，因此控制了滾轉(zhuǎn)，也就實(shí)現(xiàn)了偏航角的控制。此外，在PCA自動(dòng)著陸仿真中，選擇初始狀態(tài)為高度H=400m，速度V=120m/s，迎角α=6.383 2°，發(fā)動(dòng)機(jī)壓比EPR=1.068。圖7給出了自動(dòng)著陸過(guò)程中高度H、速度V、航跡角γ和EPR的仿真結(jié)果。

圖6　橫航向滾轉(zhuǎn)角控制響應(yīng)曲線

圖7　PCA自動(dòng)著陸響應(yīng)曲線

由圖7可知，飛機(jī)初始狀態(tài)為定高直線飛行，進(jìn)入下滑段后，飛機(jī)跟蹤指定航跡角γ需要一個(gè)緩慢的過(guò)渡過(guò)程，下滑過(guò)程波束偏差角最大為0.375°，軌跡跟蹤效果較好。仿真結(jié)果顯示，接地速度為-0.718 8m/s，接地加速度為0.061 2m/s2，控制效果較好。由于飛機(jī)速度較大，所以PCA迫降過(guò)程需要配合使用發(fā)動(dòng)機(jī)反推和機(jī)輪剎車，也需要較長(zhǎng)的跑道支持。

6結(jié)論

大型飛機(jī)在操縱舵面失效的情況下，僅靠調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)稱/差動(dòng)推力可提供一定的控制能力，PCA軌跡控制和PCA自動(dòng)著陸是可以實(shí)現(xiàn)的，其長(zhǎng)周期震蕩和荷蘭滾模態(tài)能得到有效抑制。但是發(fā)動(dòng)機(jī)的延遲特性，會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性慢于正常情況。

在飛機(jī)舵面喪失的同時(shí)，往往伴隨飛機(jī)外形結(jié)構(gòu)的變化，因此針對(duì)模型不確定性、未建模動(dòng)態(tài)以及風(fēng)擾動(dòng)等問(wèn)題還需要尋求更好的解決辦法。

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The Study of Emergency Flight Control System on Propulsion Controlled Aircraft

唐志帥劉興華 /

Tang ZhishuaiLiu Xinghua

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

摘要：

推力調(diào)節(jié)(Propulsion Controlled Aircraft，以下簡(jiǎn)稱PCA)應(yīng)急飛行控制作為一種替代的控制策略，能夠通過(guò)僅調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，對(duì)常規(guī)操縱舵面失效的飛機(jī)提供一定的控制能力。首先從動(dòng)力學(xué)角度對(duì)推力調(diào)節(jié)的可行性進(jìn)行了分析，并在此基礎(chǔ)上建立了PCA總體方案，然后采用內(nèi)環(huán)增穩(wěn)、外環(huán)設(shè)計(jì)PID控制器的方法，完成了PCA縱向航跡傾斜角控制器、橫航向滾轉(zhuǎn)角控制器的設(shè)計(jì)，仿真結(jié)果表明利用推力調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)航跡控制是可行的。最后將所設(shè)計(jì)的控制器應(yīng)用于自動(dòng)著陸系統(tǒng)，飛機(jī)能夠準(zhǔn)確跟蹤航跡，滿足性能要求。

關(guān)鍵詞：推力調(diào)節(jié)；應(yīng)急飛行控制；自動(dòng)著陸

[Abstract]As an emergency control strategy, PCA (Propulsion Controlled Aircraft) provides certain control ability using throttle modulation, while the conventional flight control system fails. This thesis makes a feasibility analysis of PCA from the view of dynamics and establishes the overall architecture of PCA. Based on PID , the design of longitudinal and lateral controller of PCA is completed. The results show it is feasible to realize the control of landing trajectory. The designed controller is also used in automatic landing system and meets the performance requirements while the aircraft can accurately track the landing trajectory.

[Key words]propulsion controlled aircraft; emergency flight control; automatic landing system

中圖分類號(hào)：V228

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A