电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究

刘尚民, 赵磊

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究

刘尚民, 赵磊

(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)

以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究。主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性。

飞控系统; 模型自由飞试验; 控制律

引言

模型自由飞试验是风洞试验和全尺寸飞机飞行试验的桥梁,在飞机设计和飞行试验中发挥了重要的作用。风洞、模型自由飞和全尺寸飞机试验是当代航空的三大试验手段,有力地支持了飞机的设计和试飞。模型自由飞试验主要开展飞机的大迎角极限状态高风险试验科目,是飞行力学、空气动力学、气动热或其他一些问题研究的一种飞行试验手段。

随着航空技术的发展,现代多数飞机采用RSS技术以提高飞机的机动性,采用电传系统改善飞机的操纵性和稳定性,这会对自由飞模型的飞行试验带来许多问题,如模型飞行控制系统与飞机的差异较大,模型的角运动比飞机的角运动快,控制律除了需满足模型飞行控制外,还应符合飞机模型自由飞的飞行控制特殊要求,不能把飞机的控制律完全照搬到模型上,但应反映飞机的控制律特性,应设计适合飞机模型自由飞试验的控制律。另外,飞机控制翼面较多,翼面相互交联,如何实现多翼面的控制和反映飞机的控制律特性,如何设计适合能保证完成模型自由飞试验科目的控制律等等,是面临突破的技术难题。

本文以电传飞机模型为研究对象,对电传飞机模型自由飞试验飞行控制律的设计方法进行了研究,并对所设计的控制律进行了验证,该项研究为飞机模型自由飞试验提供了技术支持。

1 模型自由飞试验的特点

模型自由飞试验一般采用载机携带模型到空中一定高度后投放,操纵模型在真实大气中飞行而完成试验科目[1]。模型在地面挂机时与载机有一个挂机角,挂机角约在5°～10°之间,如图1所示。当载机携带模型在空中平飞投放时,模型会有一个下俯角以保证模型能顺利脱离载机而不会威胁到载机的飞行安全,此时模型实际上是一个负迎角。

图1 飞机模型挂机情况

模型自由飞试验一般飞行试验时间较短,模型主要是依靠损失高度来获得动能而维持飞行,因此受到时间和高度的制约。从目前的飞行试验情况来看,投放模型的高度一般不超过1 500 m,试验时间不超过2 min。因此在很短的时间内完成任务,对模型操纵技术要求较高。对于静稳定飞机模型来说,模型投放后比较稳定,飞行比较容易控制。但对于现代高机动性能的飞机模型,尤其是静不稳定飞机模型,机动性强,不易控制,模型投放后就会出现快速失稳,因此必须依靠飞控系统进行增稳和平衡。现代采用电传系统的飞机,都装有飞控计算机,输入/输出信号多,活动面多,舵面相互交联,反馈信号控制复杂,对于飞机模型本身来说角运动较快,控制律的设计难度较大,因此必须研制适应其飞行的飞控系统才能实现。

模型投放后,会快速自动抬头,从负迎角恢复成正迎角飞行,要考虑静不稳定飞机模型在投放后的这种大机动动态过程,可能会发生无法控制的情况。为了防止这种情况发生,这种飞机模型自由飞试验需要借助飞控系统以增稳和控制模型的飞行姿态。

从以前的模型自由飞试验统计情况来看,模型投放后一边掉高度、一边抬头恢复到正迎角飞行,在该过程中运动比较剧烈。对于现代高机动飞机模型来说,这种变化影响较大,姿态难以控制,影响后面试验科目的机动动作。某模型自由飞试验曲线如图2～图5所示。从试验曲线可看出,θ,α,q和nz在模型投放后变化比较剧烈,模型投放前平飞段θ=-7.5°,α=-7.5°,nz=1.0,模型投放后θ和nz突然下降,然后急剧增加,α从负发展成正。这种变化一般需要时间约3～4 s,在此阶段模型失稳,较难控制,若不采用飞控系统来进行增稳和姿态保持,后面的机动动作就难以保证。

图2 θ时间历程曲线

图3 α时间历程曲线

图4 q时间历程曲线

图5 nz时间历程曲线

2 飞行控制律

2.1 控制律设计原则

根据模型自由飞试验的特点,飞行控制律设计原则为:

(1) 模型自由飞试验控制律应能反应模拟飞机的基本控制特性,同时要考虑模型自由飞试验的特点,通过对模拟飞机的控制律的简化而设计适用于模型自由飞试验的控制律,同时对设计的控制律进行验证;

(2) 飞控系统应具备自动驾驶仪、控制增稳和直接链等功能。模型在投放时有一个大的扰动,需要自动驾驶仪来控制模型的飞行姿态而平稳下滑。控制增稳和直接链功能是根据试验科目的需要而完成模型自由飞试验机动动作的保证;

(3) 模型自由飞试验自动驾驶仪、控制增稳和直接链模态的逻辑关系为:模型投放时自动进入自动驾驶仪模态,主要是自动平衡模型平稳下滑。控制增稳和直接链模态可相互切换,以保证试验科目在不同控制模态下的机动动作;

(4) 反馈信号的选取应以模拟飞机的反馈信号为依据,以完成模型自由飞试验动作和飞行控制为目标,对一些不重要的反馈信号及环节可省去。引入角速率反馈信号可增加阻尼,改善模型的稳定性。引入法向过载和迎角反馈信号可提供纵向静稳定性补偿,增加模型的静稳定性,法向过载反馈信号还有利于改善模型高速飞行时的操纵性。引入姿态角反馈信号可保持模型按预设的航迹稳定飞行;

(5) 模型在地面和空中应具备试舵功能。为了保证模型飞行控制系统能在正常工作状态下投放模型,模型在地面和空中应该均可进行试舵以判断飞控系统的工作情况。

2.2 控制律

以某静不稳定飞机模型自由飞试验为例,飞控系统的功能和性能要求为:(1)试验对象:自由飞模型;(2)控制模态:自动驾驶仪(AP)、控制增稳(CAS)、直接链(DL);(3)控制要求:自动调零及配平功能、遥控及开伞功能、模态转换过渡应平滑。

本文以模型自由飞试验飞行控制系统的纵向控制律为例,根据任务要求设计纵向增稳控制律。通过nz,q和α反馈来改善模型飞行的稳定性。过载通道的积分环节可以消除过载的静差,考虑到测量q的角速度陀螺仪输出有噪音干扰,因此输入处设计滤波器以平滑输入信号,飞控系统模块如图6所示[2]。

图6 飞控系统方块图

飞行控制律为:

δe=Lαα+Lθθ+Lqq+Lnz(nzg-nz)+

式中,Lα,Lθ,Lnz,K为比例系数;nzg为法向过载控制的期望参数。

自动驾驶仪方式通过θ,nz,q和α反馈信号使模型保持纵向平稳飞行。控制增稳方式通过断开θ,nz和积分环节、α等反馈信号,保留q反馈,以增加模型纵向稳定性的作用。直接链方式通过断开所有反馈信号和积分环节,直接响应遥控操纵信号以操纵模型。

3 控制律验证及结果分析

根据试验任务要求及静不稳定模型气动布局的特点,要求放宽静稳定度的模型投放后能够保持平稳下滑,设计了电传飞机模型自由飞试验控制律,通过半物理仿真验证手段验证飞行控制软件、硬件以及控制律参数设计的正确性和合理性。飞行仿真采用六自由度刚体动力学运动方程,使用风洞试验气动数据。

地面试验内容为:控制系统参数调试、极性试验、开环增益测试、不同初始条件闭环模拟投放实时仿真试验、闭环操纵试验和试验结果复现。

仿真实物包括:飞控计算机、舵机、发射机和接收机,传感器输出通过电位计转换成电压信号,由A/D采样实物信号传递给计算机实时运行的六自由度非线性飞机运动方程,实时解算传感器信号的输出特性并由D/A转换来仿真,原理如图7所示。

通过大量的仿真试验,对放宽不同纵向静稳定度模型进行了半物理仿真,并通过模型自由飞试验以验证控制律的正确性和适应性。模型自由飞试验与飞行仿真的结果对比情况如图8～图11所示。

图7 实物仿真原理图

图8 nz的结果对比曲线

图9 α的结果对比曲线

图10 θ的结果对比曲线

图11 q的结果对比曲线

4 结束语

现代电传飞机模型控制翼面较多,机动性较强,采用简单的遥控系统难以实现模型的飞行控制,必须借助飞控系统来实现。设计适合于模型自由飞试验的飞行控制律,应了解和掌握模型自由飞试验的特点、模型的气动布局特性和模型的飞行控制方式。本文结合模型自由飞的试验特点,根据电传飞机模型自由飞试验控制律的设计要求,开展了控制律设计及验证方法研究。通过模型自由飞试验,验证了飞行控制律是合理和可行的。该项研究可应用到模型自由飞试验领域,为模型自由飞试验提供了技术支持。

[1] 刘尚民,屈斌.飞机模型自由飞飞行试验指南[M].西安:中国飞行试验研究院,2008.

[2] 王新民.K-8自由飞模型纵向数字飞控系统设计与试飞研究[R].西安:西北工业大学,1993.

Theapplicationtechniqueofaflightcontrolforthedropmodeltestofafly-by-wireaircraft

LIU Shang-min, ZHAO Lei

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

The control laws design and validation techniques for the drop model test of a fly-by-wire aircraft are used for the RSS model test. This paper introduces characteristics of the drop model test,the requirement of a flight control laws design,the design and validation technique of the drop model test.The rationality of the control laws is testified by the drop model test.

flight control system; drop model test; control law

2011-04-25;

2011-11-02

刘尚民(1963-),男,陕西西安人,研究员,硕士,研究方向为飞行力学。

V217

A

1002-0853(2012)01-0083-04

(编辑：姚妙慧)