舒秀麗, 董文俊, 涂相征

(1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 科技質(zhì)量部, 上海 201210;2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 駕駛艙集成和工業(yè)設(shè)計(jì)研究部, 上海 201210;3.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 民用飛機(jī)模擬飛行國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 201210)

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風(fēng)切變作用下的民用飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制研究

舒秀麗1, 董文俊2, 涂相征3

(1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 科技質(zhì)量部, 上海 201210;2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 駕駛艙集成和工業(yè)設(shè)計(jì)研究部, 上海 201210;3.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 民用飛機(jī)模擬飛行國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 201210)

風(fēng)切變會(huì)對(duì)飛機(jī)起飛和進(jìn)場(chǎng)著陸階段的飛行造成較大影響。在分析現(xiàn)有陣風(fēng)減緩控制方案的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了符合某型民用飛機(jī)的風(fēng)切變陣風(fēng)減緩控制方案。通過(guò)在機(jī)翼兩端和飛機(jī)重心處安裝的加速度計(jì),采用主動(dòng)控制技術(shù),使用對(duì)稱副翼、擾流板和升降舵來(lái)實(shí)現(xiàn)陣風(fēng)減緩控制。建立了陣風(fēng)-飛機(jī)綜合線性數(shù)學(xué)模型,并以法向過(guò)載為性能指標(biāo),針對(duì)風(fēng)切變采用LQR方法設(shè)計(jì)了最優(yōu)狀態(tài)調(diào)節(jié)器使性能指標(biāo)達(dá)到最小。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的控制律具有良好的控制效果。

風(fēng)切變; 民用飛機(jī); 陣風(fēng)減緩控制; LQR控制

0　引言

在航空科學(xué)技術(shù)日新月異的今天，天氣因素，尤其是大氣擾動(dòng)中的風(fēng)切變?nèi)匀恢萍s和困擾著飛行活動(dòng)。風(fēng)切變是一種大氣現(xiàn)象，指風(fēng)向和風(fēng)速在空中水平或垂直方向上的變化。風(fēng)切變是導(dǎo)致飛行事故的重要因素，特別是低空風(fēng)切變對(duì)飛機(jī)起飛和著陸的安全威脅巨大，不僅能使飛機(jī)航跡偏離，而且會(huì)破壞飛機(jī)的穩(wěn)定性，其對(duì)民用飛機(jī)的影響具體表現(xiàn)在結(jié)構(gòu)載荷和飛行品質(zhì)等方面。

陣風(fēng)減緩也稱陣風(fēng)載荷減緩，是利用主動(dòng)控制技術(shù)減小大氣擾動(dòng)帶來(lái)的過(guò)載，以達(dá)到減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量、延長(zhǎng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命和提高乘客的乘坐舒適度的目的[1]。此外，當(dāng)飛機(jī)處于軌跡控制精度要求較高的飛行階段(如起飛、復(fù)飛、進(jìn)場(chǎng)著陸等)時(shí)，陣風(fēng)減緩可以幫助駕駛員減少因大氣擾動(dòng)影響而產(chǎn)生的人為操作失誤，提高飛行軌跡的控制精度，從而提高飛機(jī)的操控性及安全性。

本文開(kāi)展了某型民用飛機(jī)風(fēng)切變作用下的陣風(fēng)減緩控制研究，采用合理的陣風(fēng)減緩控制策略，設(shè)計(jì)了陣風(fēng)減緩控制律并進(jìn)行了數(shù)字仿真。

1　陣風(fēng)減緩控制方案設(shè)計(jì)

陣風(fēng)減緩控制方案設(shè)計(jì)主要包括陣風(fēng)減緩控制方式的選擇、操縱舵面的選擇、傳感器的選型和布局等問(wèn)題。

1.1控制方式的選擇

當(dāng)前主流民用飛機(jī)采用的陣風(fēng)減緩控制可以分為直接力控制和增穩(wěn)控制。直接力控制可以快速有效地實(shí)現(xiàn)陣風(fēng)減緩，是一種較為常用的控制策略，在民用飛機(jī)上有許多應(yīng)用實(shí)例?？紤]到不同的飛機(jī)有不同的性能要求，常用的直接力控制方式有開(kāi)環(huán)控制和閉環(huán)控制。

開(kāi)環(huán)控制的實(shí)質(zhì)是通過(guò)直接測(cè)量或計(jì)算得到大氣擾動(dòng)信息來(lái)控制相應(yīng)的操縱舵面，克服大氣擾動(dòng)影響。飛機(jī)線性小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程可表示為：

式中:Bg為大氣擾動(dòng)矩陣;wg為大氣擾動(dòng)向量。

由此可得補(bǔ)償陣風(fēng)影響的控制作用u(t):

顯然開(kāi)環(huán)控制系統(tǒng)的有效性主要取決于大氣擾動(dòng)的精確測(cè)量。開(kāi)環(huán)控制的缺點(diǎn)是系統(tǒng)需要精度很高的元件測(cè)量大氣擾動(dòng)，控制效果容易受測(cè)量結(jié)果的影響。研究表明，在大氣擾動(dòng)的低頻階段開(kāi)環(huán)陣風(fēng)減緩控制效果較好，在較高頻階段的控制效果不是很好[2]。早期有許多飛機(jī)采用開(kāi)環(huán)控制，典型的如NB-52CCV飛機(jī)的陣風(fēng)減緩開(kāi)環(huán)控制方案。然而，這種控制方式?jīng)]有綜合考慮飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性，雖然具有參考意義，但是難以在實(shí)際中應(yīng)用。

閉環(huán)控制是依靠傳感器測(cè)量得到飛機(jī)對(duì)大氣擾動(dòng)的響應(yīng)信號(hào)，然后控制偏轉(zhuǎn)操縱舵面盡量消除這種影響，顯然其優(yōu)點(diǎn)是不需要直接測(cè)量大氣擾動(dòng)。此外，大多數(shù)民用飛機(jī)機(jī)翼的一階彈性模態(tài)阻尼較小，開(kāi)環(huán)控制容易引起動(dòng)態(tài)載荷顫振，而閉環(huán)控制可以增大機(jī)翼彈性模態(tài)的阻尼和減小顫振。

還有一種方案是采用已有的增穩(wěn)控制。增穩(wěn)控制能在一定程度上衰減大氣擾動(dòng)效應(yīng)，但是效果不是十分理想。例如，當(dāng)飛機(jī)在飛行過(guò)程中受到垂直方向的大氣擾動(dòng)時(shí)，通常是靠偏轉(zhuǎn)升降舵，以產(chǎn)生一個(gè)俯仰力矩使飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，由俯仰姿態(tài)的改變來(lái)控制縱向的運(yùn)動(dòng)。其結(jié)果一是會(huì)產(chǎn)生一定的延遲時(shí)間；二是不能有效地抑制陣風(fēng)產(chǎn)生的過(guò)載對(duì)飛機(jī)的影響，致使飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間地顛簸，破壞了乘客的舒適感，并由此產(chǎn)生動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)載荷作用于飛機(jī)上。

通過(guò)上述分析可知，采用閉環(huán)控制不僅能減小機(jī)翼的法向過(guò)載，還能減小顫振、延長(zhǎng)飛機(jī)壽命和提高乘坐品質(zhì)。因此本文采用閉環(huán)控制方式。

1.2操縱舵面的選擇

陣風(fēng)減緩控制需要采用操縱舵面來(lái)執(zhí)行，這些操縱舵面可以是襟翼、副翼或其他的特殊控制面。選擇的操縱舵面必須快速可調(diào)節(jié)，有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，且擁有中立點(diǎn)，能夠產(chǎn)生可正、可負(fù)的升力變化。

本文參考民用飛機(jī)典型舵面配置情況，選擇副翼和擾流板作為直接力控制舵面，選擇升降舵作為力矩補(bǔ)償操縱面。這些操縱舵面都具有較好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性。

因?yàn)轱w機(jī)的操縱舵面模型頻帶相對(duì)于飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的頻帶要寬得多，所以為簡(jiǎn)化飛機(jī)建模過(guò)程，舵面一般可以用時(shí)間常數(shù)為T(mén)的一階慣性環(huán)節(jié)表示，即：

1.3傳感器的選型和布局

傳感器的配置對(duì)系統(tǒng)的控制效率有重要的影響[3]。民用飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制技術(shù)的一個(gè)重要的工程實(shí)踐問(wèn)題就是傳感器的選型與布置。選擇傳感器時(shí)應(yīng)考慮能通過(guò)結(jié)構(gòu)模態(tài)控制減小結(jié)構(gòu)應(yīng)力，從而增加機(jī)體的疲勞壽命。一般來(lái)說(shuō)，飛行控制系統(tǒng)基本控制回路常用的傳感器可分為大氣數(shù)據(jù)傳感器、飛行員指令傳感器和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)傳感器等，本文選擇使用加速度計(jì)和俯仰角速度傳感器。

當(dāng)完成傳感器的選型工作后，接下來(lái)要確定傳感器的位置和數(shù)目，即通過(guò)最佳的位置和最合理的數(shù)目達(dá)到控制要求。傳感器的位置對(duì)飛機(jī)的輸出響應(yīng)有一定的影響。資料顯示，飛機(jī)處在低頻段時(shí)其彈性模態(tài)的極點(diǎn)常?？拷鼜?fù)平面虛軸，在外界擾動(dòng)的激勵(lì)下可能會(huì)產(chǎn)生振蕩，造成系統(tǒng)的不穩(wěn)定。所以在安裝傳感器時(shí)選擇合理的安裝位置，可以對(duì)結(jié)構(gòu)模態(tài)直接進(jìn)行輸出補(bǔ)償，而不必另外添加結(jié)構(gòu)濾波器，增強(qiáng)了系統(tǒng)的魯棒性。此外，盡管傳感器數(shù)目越多，就越可以測(cè)得更加全面的信息，越容易實(shí)現(xiàn)控制目標(biāo)，但是過(guò)多的傳感器會(huì)帶來(lái)一系列的不利問(wèn)題，比如增加整個(gè)系統(tǒng)的重量和控制能量、增加控制系統(tǒng)的硬件成本和計(jì)算運(yùn)行時(shí)間、增加傳感器發(fā)生故障的幾率，從而降低整個(gè)系統(tǒng)的可靠性。

一般傳感器常常安裝在駕駛艙、機(jī)體重心、機(jī)翼翼尖或機(jī)尾等處。針對(duì)民用飛機(jī)的陣風(fēng)載荷減緩控制，本文采用如圖1所示的傳感器布局方案。因?yàn)樵跈C(jī)體重心處測(cè)得的俯仰角速度較為精確，所以在飛機(jī)的重心處安裝一個(gè)加速度計(jì)，測(cè)量重心處的加速度。同時(shí)考慮到翼尖加速度對(duì)大氣擾動(dòng)的敏感性，也應(yīng)設(shè)置加速度計(jì)在兩側(cè)翼尖處，分別測(cè)量翼尖處的加速度。取翼尖處加速度的均值，與機(jī)體重心處加速度進(jìn)行比較，該信號(hào)表示的是機(jī)翼受到的法向過(guò)載增量，把該信號(hào)反饋給飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)直接力操縱舵面(副翼和擾流板)，控制操縱舵面的偏轉(zhuǎn)來(lái)減小大氣擾動(dòng)帶來(lái)的過(guò)載。同時(shí)在飛機(jī)重心處安裝俯仰角速度傳感器，通過(guò)偏轉(zhuǎn)升降舵來(lái)平衡由副翼和擾流板偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)。

圖1　陣風(fēng)減緩傳感器布局方案Fig.1　Gust alleviation sensor layout

圖1中：1為機(jī)翼翼尖處的加速度計(jì)；2為機(jī)體質(zhì)心處的加速度計(jì)和俯仰角速度傳感器；3～5為濾波器；6和7分別為副翼和擾流板；8為升降舵。當(dāng)測(cè)量的機(jī)身法向過(guò)載超過(guò)飛行操縱給定的某一過(guò)載值時(shí)，陣風(fēng)載荷減緩系統(tǒng)自動(dòng)接通。

2　陣風(fēng)-飛機(jī)模型的建立

本文采用公認(rèn)的較為準(zhǔn)確的美國(guó)軍用規(guī)范MIL-F-8785C中給出的對(duì)數(shù)型風(fēng)切變模型：

式中:w20=5 m/s為高度8.16 m處的風(fēng)速;z0=0.061 2 m(C種飛行階段)或z0=0.816 m(其他飛行階段)。

圖2為對(duì)數(shù)模型仿真曲線。

圖2　風(fēng)切變的對(duì)數(shù)模型仿真曲線 Fig.2　Simulation curve of wind shear logarithmic model

根據(jù)適航條例規(guī)定,進(jìn)場(chǎng)開(kāi)始高度一般不低于400 m,結(jié)束高度一般為距跑道地面15 m,著陸包括從高度15 m到接地的飛行階段以及完全停下前的滑行階段。著陸空中段(從高度15 m到接地)是最復(fù)雜的飛行階段,持續(xù)時(shí)間只有很短的6～10 s,包括直線下滑、拉平、平飄和接地滑跑等動(dòng)作。在直線下滑階段,發(fā)動(dòng)機(jī)處于慢車(chē)工作狀態(tài),飛機(jī)接近等速直線下滑。駕駛員在距離地面一定高度時(shí)通過(guò)后拉駕駛桿拉平飛機(jī),然后在離地約0.5～1.0 m進(jìn)行平飛減速,并通過(guò)不斷拉桿使飛機(jī)緩和地下沉,最終減速至升力小于重力,以接地速度開(kāi)始滑跑。

由于飛機(jī)在進(jìn)場(chǎng)和著陸時(shí)的下滑階段軌跡接近直線,飛機(jī)保持恒定速度和下滑角,為便于說(shuō)明問(wèn)題,本文研究進(jìn)場(chǎng)階段的控制問(wèn)題。飛機(jī)從安全高度下滑,水平風(fēng)垂直切變模型采用對(duì)數(shù)模型(如前文所述),其帶來(lái)的影響是引起速度的變化:ΔVg=-ug。設(shè)升降舵、副翼和擾流板的舵機(jī)模型均為T(mén)=0.05的一階慣性環(huán)節(jié),即:

飛機(jī)以恒定速度50 m/s和恒定下滑角-3°進(jìn)場(chǎng)著陸。其受擾運(yùn)動(dòng)方程可表示為:

式中:x=[ΔV,Δα,Δθ,Δq,Δδe,Δδa,Δδsp]T為狀態(tài)向量;u=[u1,u2,u3]T為控制輸入向量,表示升降舵、副翼和擾流板的指令信號(hào);y=[Δnz,Δq]T。

針對(duì)上述方程,帶入某型民用飛機(jī)的相關(guān)參數(shù),可得:

3　控制律設(shè)計(jì)

陣風(fēng)減緩控制的主要方法有最優(yōu)控制、魯棒控制和控制分配等方法。本文結(jié)合某型飛機(jī)的特性和控制律的可實(shí)現(xiàn)性,采用線性二次型最優(yōu)控制方法。

假設(shè)線性時(shí)變系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)式為:

式中:x(t)為n維狀態(tài)向量;u(t)為m維控制向量;y(t)為l維輸出向量;A,B,C分別為n×n,n×m,l×n維矩陣。假定0

uT(t)Ru(t)]dt

式中:S為l×l維對(duì)稱半正定常數(shù)矩陣;Q為l×l維對(duì)稱非負(fù)定矩陣;R為m×m維對(duì)稱正定矩陣。為方便工程應(yīng)用,S,Q,R常取為對(duì)角型矩陣。終端時(shí)刻tf固定且為有限值。

根據(jù)LQR問(wèn)題最優(yōu)狀態(tài)調(diào)節(jié)器的設(shè)計(jì)原理,取性能指標(biāo)為:

由Q=DTD得:

4　仿真結(jié)果及分析

為了驗(yàn)證控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的完備性,針對(duì)所設(shè)計(jì)的線性二次型最優(yōu)控制算法,依照典型飛行任務(wù)剖面,在參數(shù)設(shè)置中取w20=5 m/s時(shí),加入狀態(tài)反饋控制,并比較兩種算法,具體仿真結(jié)果如圖3～圖7所示。

圖3　未加控制時(shí)的法向過(guò)載增量Fig.3　Normal load increment without control

圖4　加入控制后的法向過(guò)載增量Fig.4　Normal load increment with control

圖5　未加控制時(shí)的俯仰角速度增量Fig.5　Pitch rate increment without control

圖6　加入控制后的俯仰角速度增量Fig.6　Pitch rate increment with control

圖7　操縱舵面的偏轉(zhuǎn)角Fig.7　Deflection angle of control surfaces

從仿真結(jié)果可以看出：當(dāng)飛機(jī)遭遇風(fēng)切變時(shí)，會(huì)產(chǎn)生較大的法向過(guò)載增量，乘座的舒適性降低；俯仰角速度的改變也較大，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生明顯的振蕩；應(yīng)用LQR最優(yōu)控制設(shè)計(jì)陣風(fēng)減緩控制律后，取得了很好的陣風(fēng)干擾抑制效果，法向過(guò)載增量明顯減小，實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼載荷減少；同時(shí)飛機(jī)俯仰角變化率大大減小，飛機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)幅度也大為改善，這樣乘客的乘坐舒適度就得到了一定的保證。

另外，針對(duì)不同強(qiáng)度的風(fēng)切變控制發(fā)現(xiàn)，操縱舵面的偏轉(zhuǎn)角度可能會(huì)超出最大偏轉(zhuǎn)角的限制，顯然在實(shí)際飛行中是無(wú)法達(dá)到控制效果的。此外，飛機(jī)水平方向的速度增量也會(huì)越來(lái)越大，從而導(dǎo)致飛機(jī)無(wú)法保持固定姿態(tài)飛行。因此，當(dāng)遭遇風(fēng)切變時(shí)，如能判別且條件允許，可以采取回避策略。

5　結(jié)束語(yǔ)

本文在學(xué)習(xí)、借鑒國(guó)外飛機(jī)運(yùn)用陣風(fēng)減緩控制技術(shù)的基礎(chǔ)上，針對(duì)民用飛機(jī)開(kāi)展風(fēng)切變陣風(fēng)載荷減緩控制技術(shù)的研究，設(shè)計(jì)了一套風(fēng)切變陣風(fēng)減緩控制方案，給出了傳感器布局和操縱舵面的選取方案。建立了陣風(fēng)-飛機(jī)綜合線性數(shù)學(xué)模型。仿真結(jié)果表明，所設(shè)計(jì)的控制律取得了良好的控制效果。該項(xiàng)研究對(duì)飛機(jī)的陣風(fēng)減緩控制律設(shè)計(jì)提供了一定的參考。

[1]Leitmann G,Pandey S,Ryan E.Adaptive control of aircraft in windshear[J].International Journal of Robust and Nonlinear Control,1993,3(2):133-153.

[2]Matsuzaki Y,Ueda T,Miyazawa Y,et al.Gust load alleviation of a transport-type wing-test and analysis[J].Journal of Aircraft,1989,26(4):322-327.

[3]閆潔,曹秉剛,楊仲慶.柔性結(jié)構(gòu)作動(dòng)器/傳感器優(yōu)化配置研究[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào),2001,18(3):47-53.

(編輯：姚妙慧)

Study on gust load alleviation control of civil aircraft under the influence of wind shear

SHU Xiu-li1, DONG Wen-jun2, TU Xiang-zheng3

(1.Technology and Quality Management, Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210, China;2.Cockpit Integration and Industrial Design Department, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China;3.National Key Laboratory for Civil Aircraft Flight Simulation, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

Wind shear will cause a great impact on the aircraft during takeoff and landing. Based on the analysis of the existing gust alleviation control scheme, the paper designs a wind shear gust alleviation control scheme for a civil aircraft. Through installation of the accelerometer at the ends of the wings and the center of gravity of the aircraft, use the active control technology with symmetric ailerons, spoilers and elevators to realize gust alleviation control. The integrated linear mathematical model of a gust of wind and flight is built. With the normal load as the performance index, the optimal state regulator is designed for the minimum index by using LQR method. The simulation results show the effectiveness of the designed control law.

wind shear; civil aircraft; gust alleviation control; LQR control

2015-09-10;

2016-05-24; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-06-06 11:15

舒秀麗(1963-)，女，陜西商縣人，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榫C合技術(shù)與控制工程。

V249.1

A

1002-0853(2016)05-0035-05