肖成方，陳林，李玉飛，涂慧玲，鞏立艷

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024)

電傳飛行控制系統(tǒng)法向過載傳感器補(bǔ)償方法研究

肖成方，陳林，李玉飛，涂慧玲，鞏立艷

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌 330024)

現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)普遍采用數(shù)字電傳飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行增穩(wěn)和控制。法向過載是飛控系統(tǒng)的重要反饋。受重力影響，法向過載傳感器的測量值會隨飛機(jī)姿態(tài)變化，給飛機(jī)的配平和操縱帶來困難。本文以某型電傳飛機(jī)為例，利用飛機(jī)姿態(tài)信息對法向過載傳感器測量值進(jìn)行補(bǔ)償，并通過仿真驗(yàn)證其效果。

電傳飛行控制系統(tǒng)；法向過載傳感器；姿態(tài)；補(bǔ)償

0 引言

現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機(jī)普遍采用數(shù)字電傳飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行增穩(wěn)和控制。法向過載傳感器作為飛控系統(tǒng)的主要傳感器之一，為系統(tǒng)提供法向過載反饋，以實(shí)現(xiàn)控制增穩(wěn)、邊界限制等功能。

法向過載傳感器在工作時(shí)不僅能測出由飛機(jī)運(yùn)動產(chǎn)生的法向過載，還可測出重力加速度在傳感器測量軸上的分量，且該分量會隨飛機(jī)姿態(tài)而變化。這在飛行過程中，特別是在俯仰角較大的情況下，會給飛機(jī)的配平和操縱帶來問題。

1 原理分析

飛機(jī)重心處的法向過載為：

若法向過載傳感器的敏感軸在機(jī)體對稱面內(nèi)，與機(jī)體yt軸平行，則傳感器處的法向過載為：

式中：ωy為偏航角速率；為俯仰角加速度；lxs為傳感器位置在機(jī)體坐標(biāo)系xt軸上的坐標(biāo)；lys為傳感器位置在機(jī)體坐標(biāo)系yt軸上的坐標(biāo)。

從公式可以看出，重心處的法向過載Nyg與飛機(jī)運(yùn)動狀態(tài)和姿態(tài)有關(guān)，法向過載傳感器的測量值Nys還與傳感器安裝位置有關(guān)。當(dāng)飛機(jī)處于定常直線飛行狀態(tài)時(shí)，所以，此時(shí)法向過載傳感器的測量值Nys=Nyg=cos?cosγ。

電傳飛行控制系統(tǒng)的縱向控制律通常采用指令法向過載的控制方式，典型縱向控制律的結(jié)構(gòu)簡圖如圖1所示。

圖1中：Dz為縱向桿位移；Dzcmd為縱向桿指令；Nys為法向過載傳感器的反饋信號；Alpha為迎角傳感器的反饋信號；Wz為俯仰角速率傳感器的反饋信號；Dertz為平尾偏度。

在縱向控制律中通常會將法向過載傳感器的測量值減去1，即令圖1中的Ny0=1，將Nys-Ny0的值作為反饋信號，以消除重力對法向過載傳感器測量的影響。在理想情況下，若飛行員不進(jìn)行操縱，縱向桿指令Dzcmd=0，此時(shí)若Nys-Ny0=Dzcmd=0，反饋與指令相等，飛機(jī)縱向就能保持定常飛行。但從公式可以看出，當(dāng)飛機(jī)處于定常直線飛行狀態(tài)時(shí)，法向過載傳感器的測量值Nys=Nyg=cos?cosγ，只要飛機(jī)的俯仰角或滾轉(zhuǎn)角不為0°，就會出現(xiàn)Nys-Ny0≠Dzcmd的情況，反饋與指令不相等，飛機(jī)縱向就會出現(xiàn)非指令性運(yùn)動，需要飛行員動桿操縱才能維持定常飛行狀態(tài)，無法自動配平。

2 解決方法

由于飛機(jī)進(jìn)行定常直線飛行時(shí)，法向過載傳感器的測量值Nys=cos?cosγ，所以最好的方法是根據(jù)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行補(bǔ)償，令Ny0=cos?cosγ，則無論飛機(jī)是在平飛、爬升還是下降，都能實(shí)現(xiàn)Nys-Ny0=Dzcmd= 0，飛機(jī)就可以自動配平。

選取某型電傳飛機(jī)進(jìn)行六自由度仿真，初始狀態(tài)為在高度5km、速度0.6M水平直線飛行，分別通過拉桿和推桿操縱使飛機(jī)進(jìn)入爬升和俯沖狀態(tài)，以檢查飛控系統(tǒng)在不同俯仰姿態(tài)下的自動配平效果。

從圖2和圖3可以看出，如果不根據(jù)飛機(jī)姿態(tài)對法向過載傳感器進(jìn)行補(bǔ)償，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入爬升或俯沖狀態(tài)后，即使飛行員不進(jìn)行操縱，飛機(jī)也會自動抬頭，在根據(jù)姿態(tài)進(jìn)行補(bǔ)償后，飛機(jī)在進(jìn)行爬升或俯沖時(shí)俯仰姿態(tài)能保持穩(wěn)定。

選取與上文相同的飛機(jī)和初始狀態(tài)進(jìn)行六自由度仿真，分別進(jìn)行拉桿和壓桿操縱，對比姿態(tài)補(bǔ)償一直接通和在動桿時(shí)切斷姿態(tài)補(bǔ)償?shù)男Ч?/p>

從圖4可以看出，在縱向機(jī)動中，當(dāng)俯仰角γ≠0°時(shí)，Ny0=cos?cosγ＜1，如果姿態(tài)補(bǔ)償一直接通，反饋信號Nys-Ny0＞Nys-1，會使飛機(jī)達(dá)到的法向過載減小，影響飛機(jī)機(jī)動性。從圖5可以看出，在橫向機(jī)動中，如果姿態(tài)補(bǔ)償一直接通，會使飛機(jī)俯仰角、迎角、航跡角、俯仰角速率和法向過載的變化量更大，因此，應(yīng)在動桿操縱時(shí)切斷姿態(tài)補(bǔ)償。

選取與上文相同的飛機(jī)和初始狀態(tài)進(jìn)行六自由度仿真，通過壓桿操縱使飛機(jī)進(jìn)入帶滾轉(zhuǎn)角的傾斜狀態(tài)，以對比飛控系統(tǒng)在根據(jù)俯仰角和滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行補(bǔ)償（Ny0=cos?cosγ）和僅根據(jù)俯仰角進(jìn)行補(bǔ)償（Ny0=cos?）的效果。

從圖6可以看出，在橫向機(jī)動中，當(dāng)滾轉(zhuǎn)角γ≠0°時(shí)，cosγ＜1，cos?cosγ＜cos?，如果僅根據(jù)俯仰角進(jìn)行補(bǔ)償，反饋信號Nys-cos?＜Nys-cos?cosγ，會使平尾后緣上偏的角度更大，滾轉(zhuǎn)中飛機(jī)俯仰角、迎角、航跡角和法向過載的變化量更小，因此應(yīng)該令Ny0= cos?，僅根據(jù)俯仰角進(jìn)行補(bǔ)償。

3 工程實(shí)現(xiàn)需考慮的問題

電傳飛行控制系統(tǒng)在飛控計(jì)算機(jī)、傳感器和電源等部分都會采用多余度配置和余度管理技術(shù)以達(dá)到足夠高的可靠性，而飛機(jī)姿態(tài)信號一般來源于航電系統(tǒng)中的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，可靠性較低，如果將姿態(tài)信號直接接入飛控系統(tǒng)，會降低整個(gè)飛控系統(tǒng)的可靠性，因此，如果要使用姿態(tài)信號對法向過載傳感器進(jìn)行補(bǔ)償，航電系統(tǒng)應(yīng)與飛控系統(tǒng)進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，采用余度管理等方法使其具有與飛控系統(tǒng)同樣高的可靠性，或在飛控系統(tǒng)中自帶高可靠性的姿態(tài)傳感器。

另一個(gè)問題是通過何種方法來判斷飛行員是否動桿，如果飛控系統(tǒng)接收的桿信號是桿力，可直接通過桿力來判斷，如果接收的桿信號是桿位移，則駕駛桿在松桿后應(yīng)能回到固定的中立位置，通過桿位移來進(jìn)行判斷，如果駕駛桿不能在松桿后回到固定的中立位置，例如對于采用機(jī)械配平系統(tǒng)的駕駛桿，就需要加裝額外的力傳感器，通過桿力來判斷。

4 結(jié)語

根據(jù)飛機(jī)姿態(tài)對法向過載傳感器的測量值進(jìn)行補(bǔ)償，可以有效實(shí)現(xiàn)不同狀態(tài)下的自動配平，并且能大幅減少飛行中所需的配平操作，減輕飛行員操縱負(fù)擔(dān)，目前該方法已在世界很多先進(jìn)戰(zhàn)機(jī)上采用。

[1]顧誦芬,等.飛機(jī)飛行品質(zhì)計(jì)算手冊.中華人民共和國航空工業(yè)部,1983.

[2]肖業(yè)倫.飛行器運(yùn)動方程.北京:北京航空學(xué)院, 1987,1.

>>>作者簡介

肖成方，男，1983年出生，2007年畢業(yè)于西北工業(yè)大學(xué)，工程師，主要研究領(lǐng)域?yàn)殡妭黠w行控制系統(tǒng)，飛行控制律設(shè)計(jì)。

Research on the Compensation Method of Normal Accelerometers for Fly-by-wire Flight Control Systems

Xiao Chengfang，Chen Lin，Li Yufei，Tu Huiling，Gong Liyan
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Digital fly-by-wire flight control system is widely used on modern fighters for stability augmentation and control.Normal G-load is an important feedback of the flight control system.Affected by gravity,the measured values of normal accelerometer will change with aircraft attitude,which will bring difficulties to aircraft trimming and handling.In this paper we chose a fly-by-wire aircraft as an example,compensate the measured values of normal accelerometers by using aircraft attitude information,and verify its effect via simulation.

Fly-by-wire flight control system;Normal accelerometer;Attitude;Compensation

2017-03-11）