| 标题 | 民用飞机纵向控制系统建模与仿真研究 |
| 范文 | 谭珍珍 摘要：以某型民用飞机为例，对其飞行控制系统进行了研究。利用Matlab/Simulink软件对人工操纵系统和自动飞行控制系统分别进行纵向控制系统仿真建模，仿真结果与真实数据吻合，从而验证了纵向控制系统模型的有效性。 关键词：飞行控制系统；纵向控制；建模仿真 DOIDOI：10.11907/rjdk.151839 中图分类号：TP311 文献标识码：A 文章编号文章编号：16727800（2015）008012304 0 引言 飞行仿真系统作为飞机设计和模拟飞行训练的重要工具，已受到越来越多学者的关注。飞行控制系统作为现代飞机和飞行模拟器的核心组成部分，用来传递驾驶员的控制信号，通过控制系统使飞机各控制面板按照信号的规律偏转，从而实现飞机各个姿态的控制和稳定[1]。目前，服役在国内各大航空公司的大型民机主要是波音公司的波音系列和空中客车公司的空客系列。作为飞机和飞行模拟器的关键技术，飞行控制系统在整个飞机和飞行模拟器研制过程中都起着非常重要的作用[2]。本文以波音747纵向通道控制律设计为背景，在Matlab/Simulink环境下，运用简化部件级建模思想，建立了人工操纵系统和自动飞行控制系统的仿真模型。仿真结果与真实数据吻合，验证了飞行控制系统模型的准确性。 1 基本组成及原理 纵向控制系统可以稳定和控制飞机的俯仰角、高度、速度等，包括人工操纵系统和自动飞行控制系统。向后拉驾驶杆，升降舵向上偏转一个角度，在水平尾翼上产生向下的俯冲力，对飞机重心形成俯仰操作力矩，迫使机头上仰，迎角增大[3]。 升降舵位置由飞行员驾驶杆控制，升降舵感觉计算机提供模拟空气动力，升降舵感觉和定中组件把感觉转输给驾驶杆。马赫配平系统提供在高马赫值时的速度稳定性，当速度增加时随安定面移动而调整升降舵。飞行操纵计算机从大气数据计算机获得马赫数等信息，计算出马赫配平伺服器的位置，马赫配平伺服器重新调整升降舵感觉和用于调整操纵杆的中立位置的定中组件。通过偏航阻尼器，升降舵感觉偏转组件及速度配平系统加强了对失速的识别和控制，当速度降低至失速状态，速度配平系统配平安定面使机头向下并且可以在抖杆迎角之上配平[24]。 2 人工操纵系统设计及仿真 人工控制系统需要完成的是对飞行员驾驶杆力的仿真，同时还要实时地计算出相应舵面的偏转角度。控制面的偏转角与驾驶杆力和飞机的飞行状态、控制模式、控制系统的结构参数密切相关[5]。 2.1 负载力建模 当飞行员直接控制舵面时，负载力不仅与驾驶杆的位移有关，还与驾驶杆的运动状态及飞机的飞行状态有关。飞行员感受到的负载力主要是气动力、库伦摩擦力、惯性力、粘性力、弹簧力等，其中气动力是感受到的主要载荷力[1]。总的载荷力为： 飞行过程中感觉和定中组件及双感觉作动筒提供感觉力。感觉和定中组件的输入由安定面、飞行控制计算机和升降舵感觉计算机提供。由于升降舵感觉和定中组件在后扇形盘上，因而必须考虑在驾驶杆和组件之间的钢索上运行伸展力。后扇形盘又称为等效控制杆，要通过迭代反复调整直到后扇形盘位置的总作用力之和为0[4]。后扇形盘上的作用力总和为： 2.2 舵偏角建模 当人工操纵时，舵偏角与驾驶杆的位移成正比[1]，传递函数为： 2.3 仿真结果分析 选取一个典型的纵向控制系统输入，以及相应的实测数据进行对比分析。输入初始状态如表1所示。 表1 纵向控制初始状态 襟翼位置[]液压系统A，B[]备用液压系统[]失速管理升降舵感觉偏转 40[]On[]Off[]Off 选取动压为412.776KPa（59.866lb/ft2），温度为13°C（515.1°R），马赫数为0.204 71，安定面位置为5.435 3°，水平攻角为-5.973 5°，空速为132.98kn。数据包含两个方向上正常操纵测试结果，输出结果如图2所示。图2中的实线为真实飞行测试数据，虚线为仿真数据。驾驶杆位置与力的最大允许误差范围为±10%，驾驶杆位置与升降舵位置的最大允许误差范围为±2°。仿真结果显示，参数的最大误差能够控制在允许范围内，验证了人工操纵仿真系统的有效性。仿真与实验的偏差来源于描点拟合误差对输入条件的简化，以及模型未建模部分产生的影响。 3 自动飞行控制系统设计及仿真 自动飞行控制系统是不需要飞行员干预就能保持飞机飞行姿态的自动控制设备，主要用于稳定飞机的飞行高度、飞行速度和飞行角度，操纵飞机升降和协调转弯。此外，还可以引导飞机实现自动着陆[5]。自动飞行控制系统发出信号控制舵面的偏转，产生舵面操纵力矩实现飞机的操纵[6]。 3.1 纵向控制系统仿真建模 纵向控制方式的工作模式主要包括高度保持（ALT HOLD）、高度截获（ALT ACQ）、垂直速度保持（V/S）、飞行层改变（LVL CHG）和垂直导航（VNAV）等[2]。无论系统工作在哪种模式，纵向控制的目的都是消除飞机对基准状态的偏差，通过迎角、俯仰角、空速、升力、阻力之间的关系来实现飞行模态的控制。 俯仰控制的基本规律为：俯仰角减小—迎角减小—升力减小—航迹角减小—阻力减小—飞行速度增加。因此，当指示空速低于基准值或飞机高度高于基准值时，飞机应下俯。当指示空速高于基准值或者飞机高度低于基准值时，控制飞机上仰[1]。 纵向控制方式中，垂直导航方式的控制面板中，“V VNAV”接通垂直导航模式，此时的俯仰方式显示“VNAV SPD”（速度）、“VNAV PTH”（轨迹）。此时自动飞行控制系统将从飞行管理计算机获得的在选定垂直面上飞行所需要的爬升或下降速率、巡航高度和速度，以及航路上的高度限制等参数。 “V/S”预位或接通垂直速度指令方式，指令俯仰以保持垂直速度[7]。 “ALT HLD”高度保持方式将提供俯仰指令以保持MCP选择的高度或者按压“ALT HLD”电门时的气压高度。简单的高度保持（ALT HOLD）回路结构如图3所示。实际系统中，加入俯仰角指令限幅器和正矢补偿器，垂直速度含有一个补偿滤波器，俯仰角信号使系统的稳态保持为零误差，相当于为控制系统提供了“积分效应”。 升降舵控制律为[1]：δe=f（SPTCI，SPTCD，SPTP，SPGAMD，θC）（7） 其中，SPTCI为俯仰角积分指令，SPTCD为俯仰角位移指令，SPTP为俯仰角预测指令，SPGAMD为预期的油门推力，θC是为了在转弯中保持飞机飞行高度加入的升降舵偏角，称为正矢补偿。 俯仰角积分指令的计算为： SPTCI=ΔH×KH+VH×KVSPVTAS（8） 其中，SPVTAS为真空速，ΔH为高度捕获误差，是选定的基准高度HR与当前气压修正高度H之差，VH为垂直速度，KH、KV为各自增益。 俯仰角位移指令的计算为： SPTCD=SPTCIKP×s+1（9） 在高度保持工作方式中，俯仰位移指令是俯仰角积分指令的一阶滞后。 俯仰角预测指令SPTP在高度保持模态中为0。所需油门推力SPGAMD在高度保持模态中也为0。 正矢补偿计算为：θC=1-cos（φ）×K×VC（10） 其中，为φ滚转角，VC为空速，K为增益项。 飞行中，从“V/S”、“LVL CHG”或者“VNAV”爬升或下降到方式控制板（MCP）上选择高度时，自动进入到过渡的机动动作“ALT ACQ”（高度截获）工作方式[7]。高度截获中，俯仰角积分和位移的计算类似高度保持。俯仰操作命令通过预测得出，该预测命令通过对俯仰参考偏置进行缩放、增益和积分等计算产生。积分器从当前模态结合处的飞行航迹角处进行初始化，积分器的输出就是预测指令。输入到积分器的飞行航迹角变化率用于自动油门系统的推力需求预期。在这种情况下，自动油门系统根据此推力需求预期信号来预测是增加还是减少所需要的空速。当达到规定的高度时，接通到高度保持工作方式上。 图4给出了飞机从平飞状态由10 000FT爬升到20 000FT，并保持一段时间后再降到10 000FT的响应。 3.2 自动着陆系统建模及分析 飞机的着陆过程包括进近、下滑、拉平、滑跑等必要阶段，主要是对高度改变的控制[5]。图5为自动着陆过程示意图。其中， h0是飞机开始下滑的高度，一般为300～500m；hr是飞机从下滑到拉平的垂直高度；θ为跑道与下滑轨迹的夹角，一般为2.5°～3°[6]；Ir为飞机下滑到拉平的水平距离；Dr为飞机拉平到着陆点的拉平距离。 θ=arctanhrLr≈h0-h1Lr（11） 下滑波束导引系统是保证在全天候飞行条件下实现飞机自动着陆的必不可少的机载系统。拉平指在垂直面内从下滑过渡到着陆点的纵向轨迹，因而将拉平轨迹设计成指数形式[6]。飞机当前高度为h，基准速度为v0，距离着陆点的水平距离为X。设飞机截获下滑波束导引信号的时刻t=0s，则飞机的下滑段和拉平段的高度轨迹分别为： h=h0-v0×sinθ×t（h1+hR）×e-t/τ-hR （12） 其中，hR为飞机自动着陆基准高度，τ为飞机拉平轨迹的时间常数。 图6给出了飞机拉平过程的数值仿真结果。 4 结语 本文采用Matlab/Simulink平台对民用飞机纵向控制系统的人工操作和自动飞行控制进行了建模和仿真，仿真结果与真实数据相符，为民用飞机的飞行控制系统设计提供了依据。所建立的控制律仿真程序直观、易于仿真实现和分析，同时还可将控制律模型直接转换为C/C++代码应用于飞控计算机。 参考文献： [1] 张毅，王士星.仿真系统分析与设计[M].北京： 国防工业出版社，2010. [2] DAVID ALLERTON.Principles of flight simulation[M].Wiley， 2009. [3] NASA-CR-1756.The simulation of a large jet transport aircraft volume 1：mathematical model[Z].1971. [4] NASA-CR-114494.The simulation of a jumbo jet transport aircraft volume 2：modeling data[Z].1970. [5] 鲁道夫·布罗克豪斯.飞行控制[M].金长江，译.北京： 国防工业出版社，1999. [6] 蔡满意.飞行控制系统[M].北京：国防工业出版社， 2007. [7] 杨玉蕾.民机自动飞行系统工作模式研究[D].南京：南京航空航天大学， 2013. （责任编辑：孙 娟） |
| 随便看 |
|
科学优质学术资源、百科知识分享平台，免费提供知识科普、生活经验分享、中外学术论文、各类范文、学术文献、教学资料、学术期刊、会议、报纸、杂志、工具书等各类资源检索、在线阅读和软件app下载服务。