張曉光，劉麗慧

（航空工業(yè)沈飛集團(tuán)公司，遼寧沈陽110850）

現(xiàn)代飛行器的電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有重量輕、操縱性能好等諸多的優(yōu)點(diǎn)，可為本來不穩(wěn)定的飛行器提供預(yù)期的人工穩(wěn)定性。但是，在消除系統(tǒng)設(shè)計(jì)不穩(wěn)定因素并提高操縱性能時(shí)往往低估了電傳操縱系統(tǒng)帶來的副作用，如飛行器的誘發(fā)振蕩，該隱患不是在設(shè)計(jì)時(shí)能理想化消除的，必須經(jīng)過大量的實(shí)驗(yàn)及空中試飛才可以真正找出隱患所在并加以解決。

誘發(fā)振蕩是近年來采用電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)而普遍關(guān)注的問題，試飛員的操縱過猛，加上系統(tǒng)的增益過高，容易導(dǎo)致操縱面或偏轉(zhuǎn)速率達(dá)到極限，這種飽和現(xiàn)象會(huì)引起控制滯后變大，從而造成飛行器不穩(wěn)定，當(dāng)試飛員不能有效地采取措施來抑制這種振蕩現(xiàn)象時(shí)就會(huì)導(dǎo)致不可想象的誘發(fā)振蕩事故。

1 現(xiàn)象及機(jī)理分析

1.1 現(xiàn)象描述

某飛行器空中大角度試飛操縱，左壓駕駛桿到極限位置時(shí)，左/右側(cè)襟副翼舵面出現(xiàn)較明顯的、持續(xù)抖動(dòng)，促使飛行器誘發(fā)振蕩，試飛員改平后飛行器穩(wěn)定振蕩現(xiàn)象消失。飛行器落地后地面模擬左壓駕駛桿到極限位置時(shí)，左/右側(cè)襟副翼舵面出現(xiàn)較明顯抖動(dòng)，駕駛桿至其他位置時(shí)不存在襟副翼抖動(dòng)現(xiàn)象。

1.2 機(jī)理分析

某電傳操縱系統(tǒng)為數(shù)字式全權(quán)限三軸四余度設(shè)計(jì)，取消了機(jī)械連桿操縱部分，系統(tǒng)設(shè)計(jì)有應(yīng)急模式，當(dāng)故障時(shí)由應(yīng)急模式參與飛行器操縱控制。橫向設(shè)計(jì)機(jī)理邏輯圖如圖1所示。

圖1 橫向通道工作邏輯圖

經(jīng)上圖分析可知，襟副翼通道工作邏輯是：首先電傳計(jì)算機(jī)模塊采集各傳感器的輸入，信號(hào)經(jīng)多路采集后進(jìn)行限幅處理及AD轉(zhuǎn)換，伺服模塊將各信號(hào)處理后形成舵面工作的伺服指令輸出，舵面執(zhí)行機(jī)構(gòu)按不同的偏轉(zhuǎn)指令偏轉(zhuǎn)至期望位置，各反饋傳感器將實(shí)際位置反饋給計(jì)算機(jī)最終形成閉環(huán)控制[1]。

1.3 數(shù)據(jù)采集分析

地面監(jiān)控左壓駕駛桿到極限位置時(shí)，通過測(cè)試設(shè)備采集發(fā)現(xiàn)，當(dāng)橫向桿位移傳感器輸入信號(hào)經(jīng)處理為直流輸出并達(dá)到12.8 V及其以上時(shí)，襟副翼差動(dòng)指令存在峰值約0.4 V的跳變，其他信號(hào)無明顯跳變。

正常情況下AD采集數(shù)據(jù)波形與異常情況數(shù)據(jù)波形對(duì)比如圖2、圖3所示。

圖2 正常波形

圖3 異常輸入波形

2 原因定位

經(jīng)測(cè)試，正常情況下AD轉(zhuǎn)換器輸入端波形如圖2，當(dāng)橫向桿位移傳感器輸入信號(hào)經(jīng)處理為直流輸出并達(dá)到12.8V及其以上時(shí)，波形如圖3所示。此時(shí)，測(cè)試設(shè)備監(jiān)控其他傳感器采集不存在波動(dòng)現(xiàn)象，且橫向桿位移傳感器輸出信號(hào)不存在任何紋波。這表明經(jīng)計(jì)算機(jī)處理的襟副翼偏轉(zhuǎn)的橫向桿位移指令存在波動(dòng)，從而導(dǎo)致舵面抖動(dòng)。

2.1 板卡測(cè)試結(jié)果

計(jì)算機(jī)內(nèi)板卡組成包括：模擬信號(hào)輸入處理線路、跟隨電路、多路采集開關(guān)、采樣保持、AD輸入限幅電路、AD采集電路。

針對(duì)板卡的內(nèi)部組成列出故障排除故障樹如圖4所示。

圖4 故障樹

經(jīng)測(cè)試驗(yàn)證板卡輸入信號(hào)限幅電路在輸入電壓大于10 V時(shí)正向二極管會(huì)產(chǎn)生紋波，引起該紋波的原因?yàn)殡娐分卸O管導(dǎo)通帶來的附加相移，從而使得大于10 V時(shí)信號(hào)發(fā)生自激振蕩。

2.2 運(yùn)放產(chǎn)生自激的原理

反饋放大電路閉環(huán)放大倍數(shù)（增益）的一般表達(dá)式為：

A˙為開環(huán)放大倍數(shù)；F˙為反饋系數(shù)。從上式可知：當(dāng) 1+F˙A˙接近 0 時(shí)，A˙f= ∞. 這說明即使無信號(hào)輸入，也有輸出波形，這就產(chǎn)生了自激振蕩。

放大電路的放大倍數(shù)和相位偏移隨頻率而變化。當(dāng)頻率變高或變低時(shí)，輸出信號(hào)和反饋信號(hào)將產(chǎn)生附加相移。若附加相移達(dá)到±（2n+1）π，則反饋信號(hào)與輸入信號(hào)同相，負(fù)反饋電路變成正反饋，反饋信號(hào)加強(qiáng)。當(dāng)反饋信號(hào)大于凈輸入信號(hào)時(shí)，即使去掉輸入信號(hào)也有信號(hào)輸出，產(chǎn)生了自激振蕩，即

在｜A˙F˙｜＞1 時(shí)，更加容易產(chǎn)生自激振蕩。如自激條件中任意一條不成立，自激就不會(huì)產(chǎn)生[2]。

2.3 故障定位

在模擬信號(hào)輸入處理線路信號(hào)≥10 V時(shí)，輸入信號(hào)限幅電路的正向二極管導(dǎo)通。此時(shí)，+10 V跟隨電路的負(fù)載特性發(fā)生變化，由于發(fā)生變化負(fù)載的附加相移影響，致使反饋信號(hào)與輸入信號(hào)同相，從而滿足了產(chǎn)生自激振蕩的條件ΔφA+ΔφF=±（2n+1）π.

綜合以上分析，因自激產(chǎn)生條件全部滿足，故引起了+10 V跟隨電路中運(yùn)算放大器的自激振蕩。

3 采取措施

自激振蕩是運(yùn)算放大器電路設(shè)計(jì)中的一種較難避免現(xiàn)象，由于采用集中參數(shù)模型，自激振蕩尚不能通過仿真的手段驗(yàn)證。自激振蕩一旦產(chǎn)生表明該電路符合引起自激產(chǎn)生的條件，自激電路不是設(shè)計(jì)特性，只能從后期測(cè)試試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)。自激振蕩普遍采用的消振方法為相位補(bǔ)償法，即通過外加一些元件來校正放大器的開環(huán)頻率特性，破環(huán)自激振蕩條件，以保證閉環(huán)穩(wěn)定工作。

由運(yùn)放電路可知，在輸入信號(hào)限幅電路正向二極管中串聯(lián)電阻，使跟隨電路變?yōu)椴罘蛛娐?，并改變?fù)反饋放大電路的反饋系數(shù)

使｜A˙F˙｜=1.41 × 0.5=0.705 ＜ 1，能有效地抑制自激振蕩的產(chǎn)生，從而消除信號(hào)的波動(dòng)[3]。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

經(jīng)驗(yàn)證在貫徹更改措施的輸入信號(hào)限幅電路正向二極管導(dǎo)通的情況下觀測(cè)其波形，結(jié)果均如圖2所示的正常信號(hào)輸出波形，實(shí)際監(jiān)控AD采集讀數(shù)不再發(fā)生跳變。

5 結(jié)束語

引起該襟副翼舵面抖動(dòng)的原因是由于計(jì)算機(jī)內(nèi)板卡電路中跟隨器運(yùn)放自激振蕩引起的模擬輸入信號(hào)跳變所致。在板卡的硬件限幅電路上由于容性負(fù)載帶來的附加相移作用使得負(fù)反饋?zhàn)優(yōu)檎答?，從而?dǎo)致運(yùn)放發(fā)生自激振蕩。通過將跟隨電路改為差動(dòng)放大電路，可有效地避免引發(fā)自激振蕩產(chǎn)生的條件，最終故障得以徹底消除。

誘發(fā)振蕩對(duì)飛行器操縱是有致命影響的，甚至是飛行事故在國內(nèi)外也是有例可查的。通過對(duì)該故障的分析，說明誘發(fā)振蕩現(xiàn)象只有在特定的條件下才會(huì)出現(xiàn)，所以在今后電傳系統(tǒng)試驗(yàn)及驗(yàn)證上要充分考慮采取有效的措施避免該問題的發(fā)生，同時(shí)適當(dāng)增加試飛驗(yàn)證，并制定有效的措施抑制誘發(fā)振蕩。

[l]宋翔貴，張新國.電傳飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社,2003.

[2]吳文海.飛行綜合控制系統(tǒng)[M].北京：航空工業(yè)出版社,2007.

[3]張德發(fā)，葉勝利.飛行控制系統(tǒng)的地面與飛行試驗(yàn)[M]北京：國防工業(yè)出版社，2003.