匡群　趙晶慧　劉軍

【摘 要】本文以采用電傳控制的民用飛機(jī)為背景，闡述了民用飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析的背景和必要性。在此基礎(chǔ)上，介紹了氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析狀態(tài)點(diǎn)的選取、分析模型的搭建，對(duì)影響氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的因素進(jìn)行嚴(yán)酷性分析，并結(jié)合氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求，給出氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，完成氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性優(yōu)化設(shè)計(jì)與評(píng)估。氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析的方法，可應(yīng)用于電傳民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證。

【關(guān)鍵詞】氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性；結(jié)構(gòu)陷波器；濾波器；穩(wěn)定裕度

【Abstract】Based on a certain civil aircraft which adopts fly-by-wire control，the background and the necessity of aero servo elasticity stability analysis are depicted.On the basis of these，the selection of analysis state points and the construction of aero servo elasticity stability analysis model are introduced.The inclemency of factors which affect the aero servo elasticity stability is analyzed.Integrated with the aero servo elasticity stability design requirement，the design scheme is presented，the optimal design and evaluation of aero servo elasticity stability are accomplished.The aero servo elasticity stability analysis method can be used in fly-by-wire civil aircraft design and validation.

【Key words】Aero servo elasticity stability；Notch filter；Filter；Stability margin

0 引言

隨著航空科技的發(fā)展，運(yùn)輸類飛機(jī)越來越多地采用電傳飛控技術(shù)，通過反饋速率、過載等信號(hào)實(shí)現(xiàn)增穩(wěn)控制，反饋回路的引入改善了系統(tǒng)的模態(tài)特性，改善了飛機(jī)的整體性能，提高了飛機(jī)的安全性水平，在一定程度上減輕了飛行員的工作負(fù)荷。閉環(huán)控制帶來優(yōu)勢(shì)的同時(shí)，反饋回路的引入帶來結(jié)構(gòu)模態(tài)響應(yīng)的信號(hào)，易與控制律回路產(chǎn)生耦合振蕩，因此，需要對(duì)控制回路的氣動(dòng)伺服彈性（ASE，Aero Servo Elasticity）穩(wěn)定性進(jìn)行分析，保證飛行安全。本文以某型民用飛機(jī)航向反饋回路ASE穩(wěn)定性分析為例，給出ASE穩(wěn)定性分析和迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)流程與方案，并對(duì)迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行評(píng)估。

1 ASE穩(wěn)定性分析背景

當(dāng)飛機(jī)受到大氣擾動(dòng)或飛行員操縱飛機(jī)運(yùn)動(dòng)后，反饋回路中的傳感器將含有結(jié)構(gòu)模態(tài)響應(yīng)的信號(hào)傳輸給控制律，經(jīng)控制律計(jì)算后，通過作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，改變飛機(jī)的響應(yīng)。

閉環(huán)控制飛機(jī)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。

采用閉環(huán)控制的飛機(jī)，反饋回路如果設(shè)計(jì)不當(dāng)，產(chǎn)生的耦合振蕩將導(dǎo)致嚴(yán)重的后果，例如：飛機(jī)響應(yīng)發(fā)散失控、飛機(jī)結(jié)構(gòu)損壞等。因此，通常在控制律中設(shè)計(jì)有專門的濾波環(huán)節(jié)，防止控制律與飛機(jī)之間出現(xiàn)不利的耦合[1]。在完成控制律回路中濾波器的設(shè)計(jì)后，需要對(duì)ASE穩(wěn)定性進(jìn)行評(píng)估，以評(píng)定結(jié)構(gòu)模態(tài)濾波器的設(shè)計(jì)。

飛機(jī)設(shè)計(jì)是不斷迭代更新的過程，完成濾波器設(shè)計(jì)后，后期當(dāng)飛機(jī)狀態(tài)（如飛機(jī)減重）、控制律設(shè)計(jì)輸入（如氣動(dòng)數(shù)據(jù)）發(fā)生變化和更新時(shí)，需評(píng)估變化和更新造成的影響，對(duì)前期設(shè)計(jì)的濾波器、飛機(jī)的ASE穩(wěn)定性進(jìn)行檢查，針對(duì)不滿足設(shè)計(jì)要求的情況制定迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)方案、進(jìn)行迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)，確保飛機(jī)滿足操縱性和穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求，防止飛機(jī)和操縱面產(chǎn)生彈性耦合振蕩運(yùn)動(dòng)，保證飛機(jī)安全。

1.1 控制律概況

某型飛機(jī)航向控制律使用來自慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)（IRS，Inertial Reference System）的偏航角速率信號(hào)構(gòu)成反饋用于改善荷蘭滾模態(tài)特性，由于來自IRS的偏航信號(hào)中含有飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)響應(yīng)信號(hào)，因此，需對(duì)方向舵到偏航角速率回路進(jìn)行結(jié)構(gòu)濾波設(shè)計(jì)。

1.2 濾波器形式

航向反饋回路中偏航角速率信號(hào)濾波環(huán)節(jié)由結(jié)構(gòu)陷波器和二階低通濾波器這兩種濾波器構(gòu)成。

2 ASE穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求

民用飛機(jī)ASE穩(wěn)定性方面的要求如下：

為了解決可能出現(xiàn)的氣動(dòng)伺服彈性不穩(wěn)定問題，應(yīng)合理選擇傳感器的安裝位置。另外還應(yīng)在控制律回路中引入結(jié)構(gòu)陷波器，使閉環(huán)回路在一階模態(tài)以上頻率滿足至少9dB的幅值裕度要求[1]。

3 ASE穩(wěn)定性分析與優(yōu)化

3.1 ASE穩(wěn)定性分析與優(yōu)化流程

ASE穩(wěn)定性分析與優(yōu)化的流程如圖3所示，當(dāng)飛機(jī)狀態(tài)（如飛機(jī)減重）、控制律設(shè)計(jì)輸入（如氣動(dòng)數(shù)據(jù)）發(fā)生變化和更新時(shí)，需評(píng)估變化和更新造成的影響，評(píng)估是否存在ASE穩(wěn)定性不符合設(shè)計(jì)要求的情況，如果存在，則需要選擇分析狀態(tài)點(diǎn)、搭建分析模型，并分析不同因素對(duì)ASE穩(wěn)定性的影響，根據(jù)分析的結(jié)果，制定ASE穩(wěn)定性優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，完成優(yōu)化設(shè)計(jì)后，需要再次對(duì)照設(shè)計(jì)要求對(duì)ASE穩(wěn)定性進(jìn)行評(píng)估。

3.2 分析狀態(tài)點(diǎn)選取

飛機(jī)ASE穩(wěn)定性分析狀態(tài)點(diǎn)的選取基于飛機(jī)重量、重心、裝載、動(dòng)壓和高度這五個(gè)參數(shù)，選取的狀態(tài)點(diǎn)覆蓋飛機(jī)臨界飛行重量、重心，以檢驗(yàn)所有影響飛機(jī)ASE穩(wěn)定性的因素，在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)檢驗(yàn)飛機(jī)的ASE穩(wěn)定性。

3.3 分析模型

ASE穩(wěn)定性測(cè)試在“飛機(jī)和控制系統(tǒng)”回路閉環(huán)的情況下進(jìn)行，在作動(dòng)器指令處斷開，通過對(duì)反饋信號(hào)到舵面的開環(huán)傳遞函數(shù)穩(wěn)定裕度的考察來分析飛機(jī)的ASE穩(wěn)定性。航向控制律ASE穩(wěn)定性分析模型結(jié)構(gòu)圖如圖4所示，由作動(dòng)器模型、飛機(jī)主舵面偏轉(zhuǎn)引起的慣導(dǎo)處頻率響應(yīng)（FRF，F(xiàn)requency response function）、IRS模型、濾波器、控制律、系統(tǒng)時(shí)延組成。

在分析時(shí)，考察結(jié)構(gòu)陷波器設(shè)計(jì)的魯棒性，對(duì)FRF數(shù)據(jù)分別進(jìn)行提前0.5Hz、滯后0.5Hz處理，使用處理后的數(shù)據(jù)再次進(jìn)行ASE穩(wěn)定性分析，且仍需滿足9db的幅值裕度要求。

3.4 優(yōu)化方案

對(duì)先期設(shè)計(jì)的控制律反饋回路的ASE穩(wěn)定性進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)當(dāng)飛機(jī)狀態(tài)（如飛機(jī)減重）、控制律設(shè)計(jì)輸入（如氣動(dòng)數(shù)據(jù)）變化和更新后，某些狀態(tài)點(diǎn)處閉環(huán)回路不能滿足9dB的穩(wěn)定裕度設(shè)計(jì)要求。根據(jù)ASE穩(wěn)定性評(píng)估結(jié)果，對(duì)照設(shè)計(jì)要求，優(yōu)化濾波器參數(shù)，使結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)幅值衰減到-9dB以下。

考慮到在結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合地面試驗(yàn)前，飛機(jī)的彈性模型仍存在較大的不確定性，如果通過改變結(jié)構(gòu)陷波器參數(shù)來優(yōu)化存在一定的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。因此，本文優(yōu)化的是二階低通濾波器參數(shù)和控制律反饋增益。通過調(diào)整二階低通濾波器頻率將機(jī)體結(jié)構(gòu)振動(dòng)的頻響幅值在設(shè)計(jì)頻率處快速衰減，改動(dòng)小，且可將飛機(jī)高于設(shè)計(jì)頻率的全部結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)衰減，使結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)幅值衰減到-9dB以下，達(dá)到優(yōu)化設(shè)計(jì)的目的。盡管二階低通濾波帶來較大的相位滯后，但通過評(píng)估仍在飛行品質(zhì)可接受范圍內(nèi)，即在滿足飛行品質(zhì)和ASE要求的前提下，犧牲部分飛行品質(zhì)性能，提高ASE的魯棒性。

根據(jù)控制律ASE穩(wěn)定性檢查時(shí)得出的結(jié)果，選擇最嚴(yán)酷的情況（安裝位置靠近機(jī)頭的IRS位置處、縫翼放下、FRF數(shù)據(jù)滯后），根據(jù)此情況下超出9dB穩(wěn)定裕度的最小頻率值，調(diào)整二階低通濾波器頻率參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化。

3.5 優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果檢查

濾波器參數(shù)優(yōu)化后所對(duì)應(yīng)的航向方向舵到偏航角速率開環(huán)頻響如圖5所示。

4 結(jié)論

本文介紹了民用飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析產(chǎn)生的背景和必要性，對(duì)采用閉環(huán)控制的飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性進(jìn)行分析研究，考慮了襟縫翼收放、傳感器安裝位置、FRF數(shù)據(jù)提前和滯后對(duì)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的影響，選擇最嚴(yán)酷的狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計(jì)并進(jìn)行了優(yōu)化，保證飛機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性在整個(gè)飛行包線內(nèi)均滿足設(shè)計(jì)要求。本文所采用的結(jié)構(gòu)陷波器滿足民機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的要求，可應(yīng)用于采用閉環(huán)控制的民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證。

【參考文獻(xiàn)】

[1]MIL-F-9490D.Flight Control Systems-Design，Installation and Test of Piloted Aircraft General Specification[S].

[責(zé)任編輯：田吉捷]