譚茹

【摘 要】本文分析了國(guó)內(nèi)外民用飛機(jī)橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀，并定義了橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)架構(gòu)組成及功能。按照美國(guó)軍方現(xiàn)行的MIL-HDBK-1797飛行品質(zhì)評(píng)定準(zhǔn)則，確定了橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)品質(zhì)評(píng)定范圍及指標(biāo)，并進(jìn)一步總結(jié)出橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)的主流設(shè)計(jì)方法，為我國(guó)未來民用飛機(jī)橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)開發(fā)及飛行品質(zhì)的評(píng)定提供一定的參考。

【關(guān)鍵詞】民用飛機(jī)；橫航向；控制增穩(wěn)；設(shè)計(jì)方法

0 引言

控制增穩(wěn)和電傳操縱技術(shù)在美國(guó)、西歐等航空發(fā)達(dá)國(guó)家發(fā)展已相當(dāng)成熟。20世紀(jì)60年代的軍用運(yùn)輸機(jī)C-5A、C141等均采用了控制增穩(wěn)技術(shù)以改善飛機(jī)的飛行品質(zhì)，并取得了成功。1986年投入運(yùn)營(yíng)的空客A320飛機(jī)，開啟了商用客機(jī)采用電傳操縱系統(tǒng)的新紀(jì)元。1995年，Boeing公司的B777飛機(jī)也采用了電傳操縱和主動(dòng)控制技術(shù)。目前最先進(jìn)的民用客機(jī)A380和B787也沿用了電傳操縱技術(shù)[1]。

國(guó)內(nèi)對(duì)于控制增穩(wěn)和電傳技術(shù)的理論和方法研究開展已久，并在作戰(zhàn)飛機(jī)上得到了應(yīng)用。然而，國(guó)內(nèi)的研究對(duì)象大多局限在戰(zhàn)斗機(jī)等IV類飛機(jī)，運(yùn)輸類飛機(jī)在飛機(jī)質(zhì)量、幾何構(gòu)型、機(jī)動(dòng)性等方面與戰(zhàn)斗機(jī)有很大區(qū)別。隨著航空市場(chǎng)需求量的增加，國(guó)內(nèi)亦開始了自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的運(yùn)輸機(jī)、民航客機(jī)的研制工作，而飛行控制系統(tǒng)也是與國(guó)外先進(jìn)技術(shù)水平差距較大的領(lǐng)域之一。因此，系統(tǒng)地開展運(yùn)輸類飛機(jī)的控制增穩(wěn)技術(shù)的理論和應(yīng)用方法的研究具有實(shí)際的工程指導(dǎo)意義。

1 橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成及功能

1.1 增穩(wěn)系統(tǒng)

橫航向通道通過引入不同的反饋信號(hào)來改善相應(yīng)的穩(wěn)定特性，包括動(dòng)穩(wěn)定性（阻尼）和靜穩(wěn)定性，飛機(jī)典型的橫航向增穩(wěn)回路結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 橫航向增穩(wěn)（SAS）示意圖

從圖1中可知，橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)（SAS）由橫向通道和航向通道共同構(gòu)成，兩個(gè)通道需要同時(shí)引進(jìn)增穩(wěn)信號(hào)才能保證其具有良好的模態(tài)特性。一般地，可在橫向通道中引入滾轉(zhuǎn)角速度p反饋來改善飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性，引入滾轉(zhuǎn)角？準(zhǔn)信號(hào)來改善螺旋模態(tài)特性。為了提高飛機(jī)在高空高速下的荷蘭滾阻尼比，需要在方向舵通道中引入經(jīng)過高通濾波器的偏航角速度r信號(hào)；為了提高飛機(jī)的振蕩頻率，可引入側(cè)滑角？茁反饋。若側(cè)滑角測(cè)量不準(zhǔn)確時(shí)，可用側(cè)向過載ny來代替?zhèn)然切盘?hào)。

1.2 控制增穩(wěn)系統(tǒng)

圖2 橫航向控制增穩(wěn)（CSAS）示意圖

控制增穩(wěn)系統(tǒng)（CSAS）是由增穩(wěn)系統(tǒng)（SAS）發(fā)展而來的，同時(shí)，還將飛行員操縱駕駛桿的指令信號(hào)變換為電信號(hào)，并經(jīng)過濾波、整形處理后引入到增穩(wěn)系統(tǒng)中，與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)測(cè)量信號(hào)綜合后輸入到操縱面執(zhí)行機(jī)構(gòu)[2]?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)的典型結(jié)構(gòu)如上圖2所示。

如圖2所示，控制增穩(wěn)系統(tǒng)引入桿力前饋信號(hào)，補(bǔ)償飛機(jī)靜操縱性的下降，以使?jié)L轉(zhuǎn)操縱靈敏度滿足相應(yīng)飛行品質(zhì)的要求，通過控制律結(jié)構(gòu)和參數(shù)的調(diào)整，可以保證全包線內(nèi)飛機(jī)具有同樣好的飛行品質(zhì)。

1.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)功能

a.增穩(wěn)作用

控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的增穩(wěn)回路采用的反饋增益比單純的增穩(wěn)系統(tǒng)高。增穩(wěn)反饋回路可用于改善飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性和高空高速時(shí)的荷蘭滾阻尼和頻率。機(jī)動(dòng)指令（包括滾轉(zhuǎn)角變化率、側(cè)滑角等）反饋回路相當(dāng)于處于最外環(huán)的反饋控制回路，同樣會(huì)對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性帶來影響。

b.指令飛機(jī)響應(yīng)

通過控制增穩(wěn)系統(tǒng)的前饋和反饋的設(shè)計(jì)，可以使得駕駛員的操縱指令不再與飛機(jī)的操縱面相對(duì)應(yīng)，而是直接控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)響應(yīng)，即控制增穩(wěn)系統(tǒng)將直接控制飛機(jī)的響應(yīng)（滾轉(zhuǎn)角速度、滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角等）。

以副翼通道為例，前向通路通過一定的信號(hào)處理將駕駛員的桿力或桿位移信號(hào)轉(zhuǎn)化為飛機(jī)的機(jī)動(dòng)指令信號(hào)ua，同時(shí)機(jī)動(dòng)指令的實(shí)際響應(yīng)值■a通過外環(huán)機(jī)動(dòng)指令反饋回路與飛機(jī)的指令信號(hào)相綜合，得到指令誤差信號(hào)：uae=ua-■a，誤差信號(hào)經(jīng)過校正補(bǔ)償環(huán)節(jié)后輸入到飛機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，使舵面向著消除信號(hào)誤差的方向偏轉(zhuǎn)，最終使飛機(jī)的實(shí)際響應(yīng)跟蹤指令信號(hào)。機(jī)動(dòng)指令信號(hào)的選取必須要符合飛機(jī)的操縱響應(yīng)特性。例如，飛機(jī)的副翼操縱主要是產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角速度響應(yīng)，在巡航飛行階段，為了使飛機(jī)的副翼操縱響應(yīng)與未加控制增穩(wěn)前的飛機(jī)響應(yīng)特性相近，這時(shí)選取飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角速度作為副翼通道的機(jī)動(dòng)指令是駕駛員能夠接受的。

c.改善靜操縱性

只加入增穩(wěn)系統(tǒng)往往會(huì)降低飛機(jī)的靜操縱性，此時(shí)需要引入由桿力前饋信號(hào)構(gòu)成的前向通道，由于前向通道駕駛桿輸入信號(hào)到副翼偏角的穩(wěn)態(tài)增益KF與機(jī)械通道駕駛桿輸入到升降舵偏角傳動(dòng)比（增益）極性相同，且KF值可以通過指令梯度Kc調(diào)整，所以駕駛桿輸入前饋增加了駕駛桿輸入到升降舵偏角的穩(wěn)態(tài)增益，即增加了操縱量以補(bǔ)償由于增穩(wěn)反饋導(dǎo)致的閉環(huán)增益下降，從而改善了飛機(jī)的靜操縱性。

d.橫航向解耦

由于飛機(jī)橫向和航向運(yùn)動(dòng)耦合嚴(yán)重，駕駛員操縱負(fù)荷較重，例如，在轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)中出現(xiàn)不協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，容易產(chǎn)生較大的側(cè)滑角，導(dǎo)致阻力的增加和導(dǎo)航的困難，因此飛機(jī)橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)通常需要進(jìn)行橫航向解耦設(shè)計(jì)，橫航向解耦通常需要達(dá)到的目標(biāo)有，一是盡量消除在滾轉(zhuǎn)操縱中出現(xiàn)側(cè)滑響應(yīng)，設(shè)計(jì)方法通常是增加副翼—方向舵交聯(lián)模塊；二是偏航操縱時(shí)具有正常的側(cè)滑角響應(yīng)，由側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)趨勢(shì)可以通過副翼調(diào)節(jié)自動(dòng)抵消，實(shí)現(xiàn)的方法是在副翼通道引入滾轉(zhuǎn)角速度信號(hào)。

2 橫航向飛行品質(zhì)評(píng)定范圍

對(duì)于橫航向的飛行品質(zhì)，根據(jù)民用飛機(jī)對(duì)象的特點(diǎn)，對(duì)其常見的飛行品質(zhì)進(jìn)行評(píng)定，主要包括[3]：

a.模態(tài)評(píng)定

主要包括了滾轉(zhuǎn)模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)。

b.操縱效能評(píng)定

（1）滾轉(zhuǎn)軸操縱效能評(píng)定

MIL-HDBK-1797規(guī)定了諸多關(guān)于滾轉(zhuǎn)操縱特性方面的要求，這里僅就其中常用的要求做出相應(yīng)的評(píng)定。即采用給定時(shí)間內(nèi)滾轉(zhuǎn)角變化來描述飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)操縱性能，一般通過計(jì)算飛機(jī)在滿駕駛桿（盤）力下達(dá)到30°滾轉(zhuǎn)角的變化時(shí)間來評(píng)定。

（2）定常側(cè)風(fēng)著陸下的偏航軸操縱效能

航向操縱特性應(yīng)使駕駛員能夠平衡偏航力矩和控制偏航與側(cè)滑。航向操縱腳蹬力的靈敏度應(yīng)當(dāng)足夠的高，使航向操縱力的要求得以滿足，并且在不用非常大的腳蹬力時(shí)便可以獲得滿意的協(xié)調(diào)性。同時(shí)，操縱的靈敏度也不應(yīng)過高，以免偶然不適當(dāng)?shù)牟倏v輸入就會(huì)嚴(yán)重地降低飛機(jī)的飛行品質(zhì)等級(jí)[4]。

3 橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方面，隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)變的復(fù)雜、新的控制舵面和矢量推力等技術(shù)的應(yīng)用，利用現(xiàn)代控制理論方法設(shè)計(jì)飛行控制系統(tǒng)的多變量控制理論得到發(fā)展與應(yīng)用。目前，經(jīng)過分析和設(shè)計(jì)驗(yàn)證表明，適于飛控系統(tǒng)的現(xiàn)代設(shè)計(jì)方法主要有以下幾種[5]：

a.最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)方法

最優(yōu)二次型設(shè)計(jì)方法包括輸出反饋的最優(yōu)二次型、顯模型跟蹤及隱模型跟蹤最優(yōu)二次型等，是用于飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)較早、較多且較成熟的一種方法。采用最優(yōu)控制技術(shù)設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)主要有（1）設(shè)計(jì)是基于系統(tǒng)的狀態(tài)變量模型，狀態(tài)變量模型比傳遞函數(shù)的描述包括更多的系統(tǒng)信息，從而容易得到完善的控制系統(tǒng)性能；（2）設(shè)計(jì)時(shí)采用一個(gè)數(shù)學(xué)上準(zhǔn)確的性能指標(biāo)來描述系統(tǒng)的性能規(guī)范，從這個(gè)性能指標(biāo)出發(fā)，便可求得系統(tǒng)的控制增益矩陣，這相當(dāng)于同時(shí)閉合了多個(gè)控制回路并使各控制回路的性能自動(dòng)地協(xié)調(diào)。

b.LQG/LTR方法

最優(yōu)二次高斯/回路傳遞函數(shù)（LQG/LTR）方法近年在學(xué)術(shù)界及工業(yè)界均很流行。線性二次高斯（LQG）最優(yōu)控制方法是一種基于狀態(tài)觀測(cè)器的線性最優(yōu)控制方法，能處理有附加噪聲影響或狀態(tài)不能直接測(cè)量的線性系統(tǒng)控制問題，但狀態(tài)觀測(cè)器的引入將使系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度減小。由此提出了一種LQG的回路傳輸恢復(fù)技術(shù)（LQG/LTR），它綜合了線性二次型調(diào)節(jié)器和線性時(shí)不變Kalman濾波器的魯棒特性，能在系統(tǒng)的輸出端得到所需要的回路傳輸恢復(fù)增益。

c.非線性系統(tǒng)動(dòng)態(tài)逆設(shè)計(jì)方法

近年來，國(guó)際上圍繞第四代殲擊機(jī)提出了“超機(jī)動(dòng)性”，即“過失速機(jī)動(dòng)”的新概念。這種機(jī)動(dòng)需要突破失速禁區(qū)，涉及大范圍非線性、非定常氣動(dòng)力及強(qiáng)耦合問題，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程已完全是多自由度非線性方程，要求飛機(jī)必須采用非線性模型進(jìn)行控制律的有效設(shè)計(jì)。在眾多非線性設(shè)計(jì)方法中，利用動(dòng)態(tài)逆實(shí)現(xiàn)反饋線性化，是一種正在興起的方法。

d.特征結(jié)構(gòu)配置方法

線性系統(tǒng)的響應(yīng)不僅與系統(tǒng)的特征值有關(guān)，而且與系統(tǒng)的特征向量有關(guān)，因而線性系統(tǒng)的特征結(jié)構(gòu)（包括特征值和特征向量）配置設(shè)計(jì)比單純的極點(diǎn)配置設(shè)計(jì)更能把握系統(tǒng)的性能。特征結(jié)構(gòu)配置方法的研究始于20世紀(jì)60年代，它是一種基于時(shí)間域的多變量系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，提供了模態(tài)分解手段，所以在解耦控制中非常有用。特征結(jié)構(gòu)配置設(shè)計(jì)方法是設(shè)計(jì)人員根據(jù)飛機(jī)飛行品質(zhì)要求直接選擇適當(dāng)?shù)奶卣髦岛吞卣飨蛄恳赃_(dá)到期望的性能。在飛機(jī)的特征結(jié)構(gòu)配置設(shè)計(jì)方法中，特征值用于使閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定，特征向量用于動(dòng)態(tài)響應(yīng)的解耦，兩者一起保證系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能。

4 小結(jié)

本文以民用飛機(jī)橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)為研究對(duì)象，分析了控制增穩(wěn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀、架構(gòu)組成，重點(diǎn)解讀了控制增穩(wěn)系統(tǒng)功能及設(shè)計(jì)方法，為民用飛機(jī)橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)及飛行品質(zhì)評(píng)估提供參考。

【參考文獻(xiàn)】

[1]Mitchell，D.G，et al The evolution，revolution，and challenges of handling qualities[R].AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit 11-14 August 2003，Austin，Texas，AIAA Paper 2003-5465，2003.

[2]高金源，等.飛機(jī)飛行品質(zhì)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2003（1）.

[3]歐陽(yáng)紹修，劉振欽.大型運(yùn)輸機(jī)橫航向飛行品質(zhì)要求初探[J].飛行力學(xué)，2007年3月，VOL25，NO1，pp12-14.

[4]MIL-HDBK-1797，Military Handbook，F(xiàn)lying Qualities of Piloted Aircraft[S]. December 1997.

[5]ROBERT C.NELSON，F(xiàn)ight Stability and Automatic Control[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2008（1）.

[責(zé)任編輯：田吉捷]