曹 棟，曲東才，黃婧麗，李 飛

（1.海軍航空兵學院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學院控制工程系，山東煙臺264001）

一種飛機側向增穩(wěn)系統(tǒng)設計方案及仿真驗證

曹 棟1，曲東才2，黃婧麗2，李 飛2

（1.海軍航空兵學院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學院控制工程系，山東煙臺264001）

具有三角翼、大后掠角等氣動布局特點的現(xiàn)代超音速飛機雖然解決了飛行速度問題，但同時極易出現(xiàn)高空飛行的荷蘭滾阻尼、航/橫側向靜穩(wěn)定性減小、滾擺比變大等問題。為改善飛機航/橫側運動的飛行品質，基于飛機滾轉和偏航兩通道的相互交聯(lián)，將滾轉通道舵偏信號引入偏航通道，以增強偏航角速度反饋信號，增加飛機轉彎的協(xié)調性，進而設計了一種高速飛機航/橫側向增穩(wěn)控制系統(tǒng)。通過進行大量仿真，驗證了所設計的飛機航/橫側向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結構簡單合理，在其控制規(guī)律傳動比等參數(shù)選擇合理時，飛機航/橫側向飛行品質良好。

飛行品質；側向特性；增穩(wěn)系統(tǒng)；控制規(guī)律

1 概述

現(xiàn)代超音速飛機所具有機身細長、較小垂尾面積等特點的氣動布局，這會導致阻尼比ξh減小、側向靜穩(wěn)定性降低，在受到側向擾動后極易形成荷蘭滾運動；飛機飛行時也常處于側滑飛行狀態(tài)，致使飛行阻力增大，飛機轉彎不協(xié)調，難以完成瞄準、格斗、射擊等作戰(zhàn)任務，且長時間處于這種操縱過程也會使駕駛員感到疲憊不堪[1-4]。

為改善現(xiàn)代飛機側向飛行品質，必須深入研究飛機側向控制系統(tǒng)的增穩(wěn)方案。

2 飛機側向增穩(wěn)系統(tǒng)的簡要工作原理

基于自動控制原理，如果以飛機側向姿態(tài)角速率ψ?、側滑角 β分別作為反饋信號，可穩(wěn)定飛機側向角速率信號和側滑角信號，使得飛機ξh和mβy得到改善。[3-5]飛機側向小擾動線性化的動力學方程為[2]：

式（1）中：β、γ、ψ分別為飛機側滑角、滾轉角和偏航角；δx、δy為滾轉舵偏角和偏航舵偏角；n3β等為大小與飛機飛行狀態(tài)有關的方程系數(shù)。

將式（2）右邊方向舵偏角 δy寫為：δy=δy1+δy2，其中，δy2與 β 成比例，即

將式（3）代入式（2），可得：

實際上，由于直接獲得側滑角β信號精度較低，也有一定困難，一般采用間接方法來獲得該信號。因為az與 β具有正比關系，即az=-V0n1ββ ，因而可利用側向加速度計輸出的az信號來間接獲得β信號。于是，其航向增穩(wěn)系統(tǒng)方向舵偏角δy可改寫為如式（6）形式（考慮航向舵回路慣性時）：

由于飛機的側向增穩(wěn)系統(tǒng)是在荷蘭滾阻尼器基礎上增加β的反饋形成的，因而其方向舵偏角信號還包括航向速率信號ωy信號，則航向增穩(wěn)系統(tǒng)的方向舵偏角δy如式（5）所示（考慮航向舵回路慣性時）：

3 飛機側向增穩(wěn)系統(tǒng)設計方案

現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機普遍具有三角翼、大后掠角、較大細長比等特點的氣動布局，在提高了飛機高空高速性能的同時，也帶來了飛機航/橫向運動諸多問題，例如：飛機存在較大上反效應，其橫向靜穩(wěn)定性較大，航向靜穩(wěn)定性較小，致使其滾擺比較大；高空飛行的荷蘭滾阻尼ξh變??；高空小Ma數(shù)飛行時的滾轉機動性差；高空大Ma數(shù)飛行時的擾動恢復速度較慢，尤其在大攻角進入滾轉和恢復原態(tài)時，產生較大側滑角和側向過載可能超過垂直尾翼強度的容許極限等[11-13]。

為解決以上問題，改善飛機航/橫向運動的飛行品質，在考慮飛機滾轉和偏航兩通道的相互交聯(lián)的基礎上，設計了一種高速飛機航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)，其結構圖如圖1所示[2，14-17]。

由圖1可見，對于航向通道：反饋信號具有ωy、az2種信號，是一種航向增穩(wěn)控制。同時，在增穩(wěn)控制基礎上，還增加了一種副翼交聯(lián)信號，以便使飛機實現(xiàn)側向協(xié)調轉彎；對于滾轉通道：首要的是保證飛機滾轉通道運動的穩(wěn)定性，引入ωx和?反饋信號，以改善該通道的阻尼性能；同時，引入與β成比例的az信號，由于傳動比取負值，實際上引入了 β正反饋，等效于減小，以解決飛機太大和較小，進而導致嚴重荷蘭滾問題。當然也不能過小，以防止出現(xiàn)螺旋不穩(wěn)定。[2，18-19]

對于轉彎協(xié)調控制。航向通道中加入一個極性與副翼偏轉相反的比例信號，減小進入滾轉和恢復原態(tài)時所產生的有害側滑角，使副翼操縱具有自動協(xié)調轉彎的過渡過程。例如副翼正偏（飛機左傾斜，產生左側滑）時，使方向舵負偏，機頭左轉減小側滑角，達到自動協(xié)調。同時，為提高轉彎機動性，阻止常值或低頻副翼交聯(lián)信號通過，避免不希望的偏航，加入了清洗網絡 τ1s/(τ1s+1)。

飛機自振濾除。由于飛機在高空飛行時其方向舵易出現(xiàn)頻率較高的自振，導致飛機機體產生振動，敏感元件感測振動并輸出信號，而飛機舵機和助力器的固有頻率較低，高頻自振信號的響應有較大的相移，可能使這種振動持續(xù)或加劇。引入低通濾波器1(T1s+1)2濾掉敏感元件中輸出的高頻信號，保證系統(tǒng)正常工作。

由圖1可見，其航/橫向增穩(wěn)系統(tǒng)的控制規(guī)律為：

4 仿真驗證

為仿真分析和驗證所設計的飛機航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)的合理性和有效性，基于某型飛機在高度11km、Ma=1.3飛行時的氣動狀態(tài)所建立的動力學模型作為飛機仿真模型，主要對交聯(lián)運動參數(shù)對控制系統(tǒng)的影響進行了仿真研究[2，20]，其航向運動參數(shù)β、?、δy及橫向運動參數(shù) γ、?、δx的仿真曲線如圖

5 結論

由仿真曲線圖2可知，所設計的飛機側向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結構是可行的，并通過合理設計其控制規(guī)律交聯(lián)傳動比和其他等參數(shù)，即可改善飛機側向飛行品質，提高其運動的阻尼特性及動、靜穩(wěn)定性。但飛機側向增穩(wěn)控制系統(tǒng)除與τ等參數(shù)有關外，還與飛機飛行狀態(tài)（q和H）有關，為保障飛機在整個飛行包線內滿足其側向飛行品質要求，則等主要控制規(guī)律傳動比需隨飛行狀態(tài)q、H變化而自動調參。此外，也應注意因側向加速度計安裝位置不同對飛機模型等產生的影響。

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Design Scheme and Simulation Validation for Aero Lateral Stability Augmentation System

CAO Dong1,QU Dongcai2,HUANG Jingli2,LI Fei2
(1.Naval Avation Institute,Huludao Liaoning 125001,China;2.Department of Control Engineering,NAAU,Yantai Shandong,264001,China）

Though speed of the modern supersonic airplane in the pneumatic layout with delta-wing and big sweepback etc.characteristics was increased,the problems were contemporary appearance in high altitude and velocity which aero lat?eral movtion damp and yaw/roll lateral static stability would get smaller and the roll versus swing ratio would get bigger.In order to improve aero lateral fly stability in high altitude and velocity,basis on coupling relation of the aero roll and yaw two channels,the high speed aero Lateral Stability Augmentation System(LSAS)were designed that roll rudder departure angle signal was imported to the yaw channel,so that yaw angle speed feedback signal was got enhanced and aero turn ma?neuverability was got improved.A great deal of contrastive simulation was done under the Matlab platform.The simulation result showed that the aero lateral LSAS structure was simple and reasonable,and easy to realization.At it control law ratio was chosed reasonable,the designed aero LSAS can improve aero fly quality.

fly quality;lateral characteristic;lateral stability augmentation system;control law

V249.1

A

1673-1522（2017）03-0290-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.03.007

2017-01-16；

2017-03-22

曹 棟（1962-），男，大學，教授。