轻型公务机迎角限制系统设计与飞行品质评估*

李鹏鹏，龚华军，袁锁中，邵敏敏

（南京航空航天大学 自动化学院，江苏 南京210016）

轻型公务机迎角限制系统设计与飞行品质评估*

李鹏鹏，龚华军，袁锁中，邵敏敏

（南京航空航天大学 自动化学院，江苏 南京210016）

设计了基于C*响应的某轻型公务机的纵向控制增稳系统，为了飞行安全，采用闭环控制方法设计了迎角限制器，并对迎角限制系统与控制增稳系统模态兼容问题进行了研究，实现了模态平滑转换，最后对飞行品质进行了评估。系统数字仿真结果验证了迎角限制的有效性。

控制增稳系统；迎角限制器；飞行品质；轻型公务机

0　引言

边界控制系统又称包线限制系统，是指对飞机的一些重要状态变量的边界值包线实现限制的飞行控制系统。其目的是减轻驾驶员的工作负担，实现无忧虑操纵，并保证飞机安全。根据轻型公务机自身结构和任务要求，对自身的机动性要求较低。而对安全性及舒适性要求比较严格，因而公务机采用具有飞行包线保护的控制系统，其中迎角限制是飞行包线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]都具有较实用的迎角保护功能，实现驾驶员的无忧操纵。迎角边界限制系统有两种实现方法：采用专门的闭环控制系统对迎角进行限制和通常的电传操纵系统中加入适当的迎角限制器[3]。迎角限制器在战斗机上应用较为广泛，然而在客机上，迎角限制器的研究及应用较少。在本文中以某型轻型公务机飞行控制律设计作为切入点，设计迎角限制器，随后对通道和迎角限制通道切换逻辑进行了分析研究。为未来的飞行控制律设计提供了部分参考。

1　纵向C*飞行控制律设计

轻型公务机线性短周期运动方程：

其中，x=[α q]T，u=δe。

C*响应[4]定义为：

其中，Vco为交叉速度，一般推荐值为120～132 m/s，本设计取值122 m/s；g取值9.8 m/s。C*控制系统方案框图如图1所示。

图1　C*控制系统方案框图

通常选取C*控制器为比例环节，采用根轨迹设计控制器，使C*响应信号较好。

2　轻型公务机迎角限制方案

在常用的电传系统中，对法向过载的边界限制的基本方法：在杆力输入的前馈通道中加入指令限幅器，然而，依据 nz=(V/g)Zαα，对过载加以限制似乎对迎角 α也起到了限幅作用，但事实并非如此，仅仅对过载的限制并不能保证对迎角进行有效限制。当飞机高速飞行时，由于(V/g)Zαα较大，当过载 nz被限制时，迎角 α比较小，不会超过最大迎角，处于安全范围内；但是当飞机低速行驶时，由于(V/g)Zα较小，当过载 nz被限制时，迎角 α比较大，可能超过最大迎角，因而过载限制不能代替迎角限制。

在轻型公务机电传操纵系统中，迎角限制器的重要性体现在保证飞机低速飞行时具有良好的操纵稳定性，防止机动和大气紊流造成失速。通常迎角边界限制系统[6]有两种实现方法：采用专门的闭环控制系统对迎角进行限制和在通常的电传操纵系统中加入适当的非线性反馈迎角限制器。本研究主要介绍迎角闭环边界限制系统。

2.1闭环迎角边界限制系统

飞机典型升力系数曲线[3]如图2所示，αL为迎角规定值，αLim为杆完全拉起时对应迎角值，αStall为飞机失速迎角值。当飞机迎角超过 αL时，飞机从正常C*控制信号转换到闭环迎角边界限制系统控制信号作为控制律的主控信号，从而实现边界值的限制。值得注意的是，若飞机俯仰角和倾斜角较大时，αL需要减小。

图2　迎角升力系数曲线

迎角闭环边界限制系统常用的调节规律是迎角误差的PID控制：

其中，△α=αL-α。式中，由于对迎角信号难以微分，所以经常采用俯仰角速率q反馈来代替：

在参数选择合理时，该方案不仅可以保证稳态时α∞=αL，同时在过渡过程中迎角也不会达到失速迎角。控制律中相关参数 Lα、LαI、Lq可利用经典方法、极点配置方法或最优控制等方法加以选择。给出闭环迎角边界限制系统结构图，如图3所示。

图3　闭环迎角边界限制系统结构图

迎角边界限制需要利用升降舵来实现，故存在该系统如何与C*控制系统相兼容的问题，飞机进行小机动操纵时一般在增稳模态下工作，当飞机进行大迎角机动时，系统自动切换到边界限制模态；反之，若退出大机动模态，系统自动切换回正常增稳模态。

2.2模态转换淡化器

转换瞬态[6]的抑制算法通常称为淡化器。转换时应使断开模态逐渐退出，接入模态逐渐进入，通常有以下3种：自由转换淡化器、热备份式转换淡化器及同步跟踪转换淡化器。本文研究热备份式转换淡化器。

热备份式转换淡化器同时计算两种控制模态的控制律，但仅有一种控制律控制飞机的运动，另一种控制律作为热备份，可随时通入运行，运行原理图如图4。当开关置于“1”时，接通模态 A；开关置于“0”时，接通模态B，该淡化器采用惯性环节来抑制转换瞬态。其中a为淡化因子，a的值越大，模态控制律切换时间越短。

图4　热备份式转换淡化器原理图

为确保淡化算法的可用性，对淡化效果进行仿真验证。假设两次切换的开始时刻分别为 3 s和9 s，需要实现切换的两个通道均为常量，第一个通道为6，第二个通道为3，这里取两次切换算法的参数a=2，切换过程的过渡时间设为2 s，则切换前后的控制效果图如图5所示。

图5　两通道控制律切换的效果

由图5可以看出，所设计的热备份式转换淡化器较好地实现了不同控制律之间的切换，切换算法使得最终控制律近似等于新控制律，淡化算法的设计满足要求，热备份式转换淡化器可用。

3　仿真验证及飞行品质评价

3.1系统仿真验证

通过上述研究方案，根据轻型公务机的线性模型完成了纵向短周期控制律的设计，并在此基础上，利用轻型公务机对应的模型，在巡航模态下选取数据点(V=150 m/s，H=3 000)进行仿真，设定最大迎角限制值为10°，给定飞行员指令，对不加入迎角限制器、加入迎角限制器两种方案下迎角及舵面的响应曲线如图6～图7所示。

图6　迎角响应曲线

图7　舵面曲线

从仿真曲线中可以看出：

(1)在迎角未达到限定值的一段时间内，两种方案下迎角响应曲线基本重合，证明了迎角限制器不会对原控制系统产生影响。

(2)闭环迎角边界限制器对迎角起到了较好的保护，使飞机在安全飞行包线内，但是降低了纵向的静稳定增益，飞机机动性受到影响。

(3)两种控制方案仿真曲线过渡形状平滑无突变，保证了系统具有良好的过渡过程响应，对于轻型公务机具有重要意义。

3.2飞行品质评价

飞行品质定义为飞机的稳定性和操纵性，本文通过对飞机相关参数分析，选取 CAP[8]（Control Anticipation Parameter）值作为飞行品质评价准则，得到相关飞行品质评价结果。

CAP等于单位杆力所产生的初始俯仰角加速度与稳态飞行时产生单位过载所需杆力之积，CAP值是衡量操纵性能好坏的重要参数。

在仿真验证基础上，选取CAP值对飞机飞行品质进行评价，评价结果如图8所示。

从图8中可以得出结论，迎角限制系统会降低CAP值，但数值较小，两种控制方案的飞行品质指标均在一级飞行品质范围内。

图8　飞行品质评价

4　结论

本文对轻型公务机纵向短周期增稳和迎角限制器进行了设计与仿真分析，并对其进行了飞行品质评价。通过对增稳控制系统和闭环迎角限制系统的设计和仿真研究，验证了闭环迎角限制器的有效性及其对飞行品质评价的影响。

[1]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.

[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]张喜平，陈宗基.迎角过载边界限制器的设计方法[J].航空学报，1995，16(1)：87-91.

[4]吴森堂，费玉华.飞行控制系统[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[5]王华友，高亚奎，李振水，等.大型飞机迎角/过载限制器设计[J].飞行力学，2009，27(4)：35-38.

[6]文传源，高金源，申功璋，等.现代飞行控制[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.

[7]刘天宇，夏洁，钱艳平.大型飞机迎角限制器设计与飞行品质评估[J].系统仿真学报，2011，23(1)：215-218.

[8]高金源，李陆豫，冯亚昌，等.飞机飞行品质[M].北京：国防工业出版社，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

航空科学基金（2013ZA52002）

2014-08-27)

李鹏鹏（1990-），通信作者，女，硕士研究生，主要研究方向：导航、制导与控制，E-mail：lipp1990@126.com。

龚华军（1964-），男，教授，主要研究方向：导航、制导与控制。

袁锁中（1970-），男，副教授，主要研究方向：导航、制导与控制。