五自由度变稳飞机研制关键技术研究

张喆++尤俊彬

摘 要：相较于三自由度空中飞行模拟，五自由度应着重对飞机的俯仰角速率、航迹、迎角等参数进行模拟。通过在地面模拟器上对变稳控制律及飞机系统仿真试验发现，直接升力面舵效、闭环飞控系统稳定性、操纵系统特性等方面均对模拟精度、评价效果产生影响。文章对这些方面展开进一步分析与研究，为今后的实际研制工作提供了一些有效的方法和准则，加快我国在该领域的研究进度。

关键词：变稳飞机；空中飞行模拟；研究

引言

五自由度变稳飞机即在空中飞行时在五个运动自由度上对模型对象进行模拟。国外知名的五轴变稳飞机有TIFS（后期升级成为六自由度变稳飞机），VISTA等，它们主要是利用升降舵、襟翼（或称襟副翼）、自动油门、副翼、方向舵对飞机的俯仰角速率、过载（或是迎角）、速度、滚转角速率、侧滑角动态变化进行跟踪。

本文作者利用半物理试验台，对五自由度变稳控制技术进行研究和地面仿真。在地面调试时，发现直接升力舵效、控制律参数增益等均对模拟精度有较大影响。

本文首先推导线性模型跟踪控制律的传递函数，分析控制律参数对控制精度的影响。利用频域稳定性分析方法分析了同时保持高模拟精度和系统稳定性的增益调参方法。是变稳飞机控制律设计的一次优异尝试。

1 线性模型跟踪设计原理

对每一飞行状态按小扰动运动方程设计，本机的运动方程表示为

从上述控制律公式可以看出，本機的控制系统中，有两点影响跟踪精度：（1）本机的舵面操纵效能。（2）反馈误差增益。较大的操纵效能或反馈误差增益，可以使Xm=X，m=成立，即达到理想的跟踪效果。但由于舵机伺服回路非线性特性等的影响，较大的误差反馈增益会引起飞控系统抖动乃至发。因此模型跟踪控制律的调参原则是：在不引起飞控系统不稳定的情况下，尽量选取较大的反馈误差增益。

2 直接升力面操纵效能影响

对于原型飞机，主要是利用襟翼作为直接升力面，来进行法向轴的控制，该机的襟翼偏度为0°～20°，产生的直接升力较小。图1所示为利用偏度范围为0°～20°时完成的经常模拟任务，可看出，随着模型飞机的迎角运动范围变大，当变化至配平迎角的±5°时，已不能很好的跟踪。

3 频域稳定的控制律调参方法

图2是工程应用中使用的模型跟踪控制律框图。为了减小本机与模型飞机的跟随误差，还引入了本机的状态反馈（图中的补偿回路），调节本机的频率、阻尼、操纵期望参数、滚转时间常数等参数，其简化的闭环控制律为

u=KFX+KDUm+KPI（Xm-XP） （7）

其中KPI表示误差反馈增益。此时的控制律原理框图如图2所示，其中补偿回路表示KFX，前向指令表示KDUm，外回路跟踪环表示KPI（Xm-XP）。

3.1 舵机伺服回路稳定裕度概念

对于一个控制系统而言，有必要确定其是否稳定。通常在实际工程中，利用频率响应法来考察系统稳定性。其好处是：

（1）它全面的描述了飞机的动态。

（2）它对系统结构及阶次未作任何内在的假设。频率响应构成了非参数模型。

（3）频率响应的定义可以针对稳定系统也可针对不稳定系统。

（4）当飞机动态是非线性时（如气动非线性、磁滞非线性，甚至作动器饱和），用傅立叶变换得到的频率响应函数构成了描述函数。即能最好的描述系统的非线性行为的线性模型。

3.2 离散傅立叶变换

4 仿真计算及结果分析

针对直接升力面操纵效能不足的情况，国外工程中使用的方法是增大飞机襟翼面积和增加襟翼的偏度范围。在本文的仿真计算中，可以增大气动模块中襟翼偏度范围。具体做法是对襟翼舵效的进行外插，以计算增加的偏度。

对于频域稳定的控制律增益调参，可从大到小设几组参数，分别计算各组增益的幅值裕度和相位裕度，当幅值裕度？叟6dB和相位裕度？叟45°作为增益参数的临界值。以升降舵回路为例。表1为计算的各组参数的幅值裕度和相位裕度，图3至图5为各组参数的伯德图。

其他各回路按此方法，能得出最佳控制律增益。

图6为当增大襟翼偏度范围，选取最优控制律增益的仿真结果。任务为进场着陆段的模型跟踪飞行，进入状态点为高度500米，速度为270Km/h，距机场距离为1Km，在场高100m时，进行纠偏着陆，对准另一条跑道完成进场。

5 结束语

本文通过数值仿真计算，分析了直接升力面舵效、闭环飞控系统稳定性等方面对五自由度变稳控制律的模拟精度、评价效果产生影响。通过研究发现，提高直接升力面舵效、进行控制律的精心调参设计能进一步调高模拟精度和控制性能，对今后开展科研工作起到有效帮助。

参考文献

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