飛機控制增穩系統

飛機控制增穩系統是在增穩系統的基礎上加入駕駛桿力感測器和指令模型, 將飛行員的操縱指令與飛機的回響構成閉環的飛行控制系統。飛機控制增穩系統的設計是基於飛機的線性化模型。通過固定的控制律構型， 使飛機達到良好的穩定性和操縱性。

基本介紹

• 中文名：飛機控制增穩系統
• 外文名：Aircraft control augmentation system
• 系統目的：使飛機達到良好的穩定性和操縱性
• 設計基準：基於飛機的線性化模型
• 評價指標：飛行品質準則
• 套用學科：航空宇航、控制科學。兵器科學

簡介

定義

飛機的穩定性和操縱性是飛機飛行品質特性中一對基本的矛盾，一般的增穩系統不可能從根本上解決這一矛盾。為了在提高飛機穩定性的同時，也提高飛機的操縱性，必須採用飛機控制增穩系統。它與增穩系統本質的區別在於在增穩系統的基礎上，增設了桿力或桿位移指令信號的前饋線路，使桿力和桿位移信號經增強和調整送至舵機，去操縱舵面，達到改善對駕駛桿操縱特性的目的。這時原機械系統與此前饋線路並聯在助力器前。

飛機控制增穩系統是在增穩系統的基礎上加入駕駛桿力感測器和指令模型，將飛行員的操縱指令與飛機的回響構成閉環的飛行控制系統。系統參數的選取一直是設計控制增穩系統的重要一環，它直接決定了控制系統的控制效果。對於一般的控制系統，跟蹤精度和時域性能指標已經成為選擇系統參數的重要依據。但對於飛行控制系統，飛行品質準則是飛行控制系統重要的評價指標。

基本原理

控制增穩系統的基本原理是通過內迴路反饋作用，提高飛機的穩定性和抗外界干擾的能力;通過前饋作用放大和調整桿指令信號，提高增穩飛機的操縱性，從根本上解決穩定性和操縱性之間的矛盾。

優點

1、能較好地解決了飛機穩定性與操作性之間的矛盾，克服了增穩操縱系統的所有缺點。

2、能有實現桿指令與飛機回響之間的任何靜動態關係，也能實現駕駛桿的任何啟動力要求。

3、這種系統中的機械桿系可設計的簡單一些，只要保證飛行安全即可。

4、由於駕駛員的操縱信號可通過兩個通道傳輸至舵面。這樣在系統設計和調整中提供了操縱信號分配的靈活性。考慮到理想的操縱系統特性，不依賴於機械桿系本身的特性，通常只要改變電氣部件的增益和時間常數，能容易地變化操縱系統的特性。

5、為提高飛機機動性、放寬靜穩定度要求、設計新型的高性能飛機提供了可靠性。

系統結構

控制增穩系統有多種設計方案，其中高增益控制增穩系統在飛機上使用最早。這種系統的設計原理同自動控制學中隨動系統的設計思想完全一致。

圖中(a)為一般增穩系統的結構方塊圖；(b)為控制增穩系統的結構圖。

增穩系統與控制增穩系統典型方塊圖

在圖中：W₁為助力器傳遞函式；

W₂為飛機某一運動量對舵面偏度的傳遞函式；

W_M為機械系統前段的傳遞函式；

W₀為前饋電信號傳遞函式；

K為系統主放大係數，忽略舵機的動態特性；

H為敏感元件及其校正迴路的傳遞函式；

F為輸入量，如桿力或桿位移等；

C為輸出量，即飛機的運動量，如迎角a，過載n，，俯仰角速率伽等；

D為飛機受到的可能幹擾力或力矩，對於一般的增穩系統，有

設H=1，當系統主放大係數K很大時

因為WM由機械系統決定，不可能設計得很大，故式(1)成立。這表明穩定性增加的同時，操縱性降低。

而對於圖(b)的控制增穩系統，在上述條件下則有

比較式1和式2可見，增穩系統與控制增穩系統在提高飛機穩定性和提高抗千擾能力方面是一致的；但是，對於控制增穩系統，可以通過重新設計前饋環節W₀的特性來“任意”改善飛機的操縱性。這就是高增益控制增穩系統的基本思想。

飛機控制增穩系統參數估計

在進行飛機控制增穩系統參數估計時，首先選取特定的區間Ψ，在區間內取n個與待估參數物理意義相同的數K_n，對於飛行控制系統的參數K_n設計不宜過大，因為過大的參數可能導致系統的增益過大，而且如果某一信號出現故障，大的參數會導致放大誤差，使控制信號的誤差更大。將K_n代入控制律模型，求出此刻系統的閉環傳遞函式，再利用低階等效系統將系統的閉環傳遞函式等效成式的形式。取足夠小的正數ε，利用低階等效系統求出相應的飛行品質H_n與相應的飛行品質邊界B_n比較，如果有成立，則認為此參數K_n為滿足飛行品質H_n的邊屆。

如果不能滿足式的要求，則放大Ψ的區間，繼續尋找。這樣就可以確定某一飛行品質的參數邊界，利用得到的參數邊界進行數據擬合，可以得到參數邊界曲線。最後通過若干飛行品質確定的邊界曲線的交集得到可選參數區域。

控制增穩系統參數設計的流程圖如圖。

控制增穩系統參數估計流程圖

可以得到如下結論:

1)飛行品質誤差較低的情況下，搜尋算法確定的參數集合不連續，需要不斷地擴大參數區域。設計合理的參數區域Ψ和誤差ε，有利於參數集合的確定。

2)僅僅通過放大並不能使參數更連續，反而可能使飛行品質誤差放大。

3)搜尋算法與利用經驗公式相結合，可以使確定的參數區域更精確和更方便。

飛行品質規範準則

對於一般的控制系統，跟蹤精度和時域性能指標已經成為選擇系統參數的重要依據。但對於飛行控制系統，飛行品質準則是飛行控制系統重要的評價指標。

飛行品質規範是為了保證飛機能安全飛行和具有良好的飛行品質，在飛機及相應的操縱系統或電傳系統設計、生產、地面試驗和試飛過程中必須要遵循的指導性檔案。

長周期模態和短周期模態

飛行品質規範要求以空速和俯仰姿態為特徵的長周期模態回響，其任何長於15^s的振盪，其等效阻尼ξ_n2應滿足一級品質ξ_n2>0.04。對於以俯仰角速率和法向過載為特徵的短周期模態回響，其等效阻尼比ξ_n1應在0.35到1.3之間。

頻寬準則

該準則是由規定的開環系統頻寬及時間延遲τ₀的相互關係定義的。圖為系統的開環頻域回響。

頻寬準則要求

圖中，ω_Bw是頻域回響頻寬，它是俯仰姿態對駕駛員操縱桿力或操縱位移的開環頻率回響中，相位裕度大於45°或增益裕度大於等於6dB所對應頻率中的較小者。時間延遲τ_p由下式定義：

τ_p=-(Φ_2ω180+180°)/(57.3×2ω₁₈₀)

式中，ω₁₈₀為相角為-180°時所對應的頻率，2ω₁₈₀為頻率為Φ_2ω180時對應的相角。利用式就可以計算延遲時間τ_p。而飛行品質對於A種飛行階段ω_Bw和τP的一級品質要求為：ω_Bw>6.5，τ_p<0.05。同時要求幅值裕度GM>6dB，相位裕度PM>45°。

Gibson時域準則

除了經典的像超調量和調整時間等時域性能指標外，Gibson準則也是評價時域回響的重要準則，Drb值是評價飛機的姿態、航跡控制性能的主要參數。它可以通過俯仰角和俯仰角速率時域回響來計算。

現在對縱向飛行的品質規範的要求的邊界做一個總結：飛行品質：一級品質規範；短周期頻率：0.7<ξ_n1<1.3；頻率回響頻寬：ω_Bw>6.5；相位延遲：τ_P<0.05；Gibson準則：0<Drb<0.3；幅值裕度：GM>6dB；相位裕度：PM>45°。這些邊界就是設計控制增穩迴路的邊界條件。