輕型公務機迎角限制系統設計與飛行品質評估*

李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏

（南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京210016）

輕型公務機迎角限制系統設計與飛行品質評估*

李鵬鵬，龔華軍，袁鎖中，邵敏敏

（南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京210016）

設計了基于C*響應的某輕型公務機的縱向控制增穩系統，為了飛行安全，采用閉環控制方法設計了迎角限制器，并對迎角限制系統與控制增穩系統模態兼容問題進行了研究，實現了模態平滑轉換，最后對飛行品質進行了評估。系統數字仿真結果驗證了迎角限制的有效性。

控制增穩系統；迎角限制器；飛行品質；輕型公務機

0　引言

邊界控制系統又稱包線限制系統，是指對飛機的一些重要狀態變量的邊界值包線實現限制的飛行控制系統。其目的是減輕駕駛員的工作負擔，實現無憂慮操縱，并保證飛機安全。根據輕型公務機自身結構和任務要求，對自身的機動性要求較低。而對安全性及舒適性要求比較嚴格，因而公務機采用具有飛行包線保護的控制系統，其中迎角限制是飛行包線功能中不可或缺的部分。例如空客的A320[1]系列、B777系列和C-17A[2]都具有較實用的迎角保護功能，實現駕駛員的無憂操縱。迎角邊界限制系統有兩種實現方法：采用專門的閉環控制系統對迎角進行限制和通常的電傳操縱系統中加入適當的迎角限制器[3]。迎角限制器在戰斗機上應用較為廣泛，然而在客機上，迎角限制器的研究及應用較少。在本文中以某型輕型公務機飛行控制律設計作為切入點，設計迎角限制器，隨后對通道和迎角限制通道切換邏輯進行了分析研究。為未來的飛行控制律設計提供了部分參考。

1　縱向C*飛行控制律設計

輕型公務機線性短周期運動方程：

其中，x=[α q]T，u=δe。

C*響應[4]定義為：

其中，Vco為交叉速度，一般推薦值為120～132 m/s，本設計取值122 m/s；g取值9.8 m/s。C*控制系統方案框圖如圖1所示。

圖1　C*控制系統方案框圖

通常選取C*控制器為比例環節，采用根軌跡設計控制器，使C*響應信號較好。

2　輕型公務機迎角限制方案

在常用的電傳系統中，對法向過載的邊界限制的基本方法：在桿力輸入的前饋通道中加入指令限幅器，然而，依據 nz=(V/g)Zαα，對過載加以限制似乎對迎角 α也起到了限幅作用，但事實并非如此，僅僅對過載的限制并不能保證對迎角進行有效限制。當飛機高速飛行時，由于(V/g)Zαα較大，當過載 nz被限制時，迎角 α比較小，不會超過最大迎角，處于安全范圍內；但是當飛機低速行駛時，由于(V/g)Zα較小，當過載 nz被限制時，迎角 α比較大，可能超過最大迎角，因而過載限制不能代替迎角限制。

在輕型公務機電傳操縱系統中，迎角限制器的重要性體現在保證飛機低速飛行時具有良好的操縱穩定性，防止機動和大氣紊流造成失速。通常迎角邊界限制系統[6]有兩種實現方法：采用專門的閉環控制系統對迎角進行限制和在通常的電傳操縱系統中加入適當的非線性反饋迎角限制器。本研究主要介紹迎角閉環邊界限制系統。

2.1閉環迎角邊界限制系統

飛機典型升力系數曲線[3]如圖2所示，αL為迎角規定值，αLim為桿完全拉起時對應迎角值，αStall為飛機失速迎角值。當飛機迎角超過 αL時，飛機從正常C*控制信號轉換到閉環迎角邊界限制系統控制信號作為控制律的主控信號，從而實現邊界值的限制。值得注意的是，若飛機俯仰角和傾斜角較大時，αL需要減小。

圖2　迎角升力系數曲線

迎角閉環邊界限制系統常用的調節規律是迎角誤差的PID控制：

其中，△α=αL-α。式中，由于對迎角信號難以微分，所以經常采用俯仰角速率q反饋來代替：

在參數選擇合理時，該方案不僅可以保證穩態時α∞=αL，同時在過渡過程中迎角也不會達到失速迎角?？刂坡芍邢嚓P參數 Lα、LαI、Lq可利用經典方法、極點配置方法或最優控制等方法加以選擇。給出閉環迎角邊界限制系統結構圖，如圖3所示。

圖3　閉環迎角邊界限制系統結構圖

迎角邊界限制需要利用升降舵來實現，故存在該系統如何與C*控制系統相兼容的問題，飛機進行小機動操縱時一般在增穩模態下工作，當飛機進行大迎角機動時，系統自動切換到邊界限制模態；反之，若退出大機動模態，系統自動切換回正常增穩模態。

2.2模態轉換淡化器

轉換瞬態[6]的抑制算法通常稱為淡化器。轉換時應使斷開模態逐漸退出，接入模態逐漸進入，通常有以下3種：自由轉換淡化器、熱備份式轉換淡化器及同步跟蹤轉換淡化器。本文研究熱備份式轉換淡化器。

熱備份式轉換淡化器同時計算兩種控制模態的控制律，但僅有一種控制律控制飛機的運動，另一種控制律作為熱備份，可隨時通入運行，運行原理圖如圖4。當開關置于“1”時，接通模態 A；開關置于“0”時，接通模態B，該淡化器采用慣性環節來抑制轉換瞬態。其中a為淡化因子，a的值越大，模態控制律切換時間越短。

圖4　熱備份式轉換淡化器原理圖

為確保淡化算法的可用性，對淡化效果進行仿真驗證。假設兩次切換的開始時刻分別為 3 s和9 s，需要實現切換的兩個通道均為常量，第一個通道為6，第二個通道為3，這里取兩次切換算法的參數a=2，切換過程的過渡時間設為2 s，則切換前后的控制效果圖如圖5所示。

圖5　兩通道控制律切換的效果

由圖5可以看出，所設計的熱備份式轉換淡化器較好地實現了不同控制律之間的切換，切換算法使得最終控制律近似等于新控制律，淡化算法的設計滿足要求，熱備份式轉換淡化器可用。

3　仿真驗證及飛行品質評價

3.1系統仿真驗證

通過上述研究方案，根據輕型公務機的線性模型完成了縱向短周期控制律的設計，并在此基礎上，利用輕型公務機對應的模型，在巡航模態下選取數據點(V=150 m/s，H=3 000)進行仿真，設定最大迎角限制值為10°，給定飛行員指令，對不加入迎角限制器、加入迎角限制器兩種方案下迎角及舵面的響應曲線如圖6～圖7所示。

圖6　迎角響應曲線

圖7　舵面曲線

從仿真曲線中可以看出：

(1)在迎角未達到限定值的一段時間內，兩種方案下迎角響應曲線基本重合，證明了迎角限制器不會對原控制系統產生影響。

(2)閉環迎角邊界限制器對迎角起到了較好的保護，使飛機在安全飛行包線內，但是降低了縱向的靜穩定增益，飛機機動性受到影響。

(3)兩種控制方案仿真曲線過渡形狀平滑無突變，保證了系統具有良好的過渡過程響應，對于輕型公務機具有重要意義。

3.2飛行品質評價

飛行品質定義為飛機的穩定性和操縱性，本文通過對飛機相關參數分析，選取 CAP[8]（Control Anticipation Parameter）值作為飛行品質評價準則，得到相關飛行品質評價結果。

CAP等于單位桿力所產生的初始俯仰角加速度與穩態飛行時產生單位過載所需桿力之積，CAP值是衡量操縱性能好壞的重要參數。

在仿真驗證基礎上，選取CAP值對飛機飛行品質進行評價，評價結果如圖8所示。

從圖8中可以得出結論，迎角限制系統會降低CAP值，但數值較小，兩種控制方案的飛行品質指標均在一級飛行品質范圍內。

圖8　飛行品質評價

4　結論

本文對輕型公務機縱向短周期增穩和迎角限制器進行了設計與仿真分析，并對其進行了飛行品質評價。通過對增穩控制系統和閉環迎角限制系統的設計和仿真研究，驗證了閉環迎角限制器的有效性及其對飛行品質評價的影響。

[1]魯道夫·布羅克豪斯.飛行控制[M].金長江，譯.北京：國防工業出版社，1999.

[2]Iloputaife Obi I.Design of deep stall protection for the C-17A[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics，1997，20(4)：760-767.

[3]張喜平，陳宗基.迎角過載邊界限制器的設計方法[J].航空學報，1995，16(1)：87-91.

[4]吳森堂，費玉華.飛行控制系統[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.

[5]王華友，高亞奎，李振水，等.大型飛機迎角/過載限制器設計[J].飛行力學，2009，27(4)：35-38.

[6]文傳源，高金源，申功璋，等.現代飛行控制[M].北京：北京航空航天大學出版社，2004.

[7]劉天宇，夏潔，錢艷平.大型飛機迎角限制器設計與飛行品質評估[J].系統仿真學報，2011，23(1)：215-218.

[8]高金源，李陸豫，馮亞昌，等.飛機飛行品質[M].北京：國防工業出版社，2003.

Design of angle limit system of a business jet aircraft and flying qualities evaluation

Li Pengpeng，Gong Huajun，Yuan Suozhong，Shao Minmin
(College of Automation Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

A longitudinal control augmentation control system based on the C*response was designed.For the flight safety, angle of attack limiter was designed by using the closed loop control method,and the compatibility problem of the modal between angle limit system and control augmentation system was studied,smooth transition of the model was realized.Finally,the flying qualities were evaluated,system digital simulation results demonstrated the effectiveness of a limit on the angle of attack.

control augmentation system；limiter for attack angle；flying qualities；business jet aircraft

V249.122

A

0258-7998(2015)01-0075-03

10.16157/j.cnki.0258-7998.2014082703127

航空科學基金（2013ZA52002）

2014-08-27)

李鵬鵬（1990-），通信作者，女，碩士研究生，主要研究方向：導航、制導與控制，E-mail：lipp1990@126.com。

龔華軍（1964-），男，教授，主要研究方向：導航、制導與控制。

袁鎖中（1970-），男，副教授，主要研究方向：導航、制導與控制。