曹 棟，曲東才，黃婧麗，李 飛

（1.海軍航空兵學(xué)院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺264001）

一種飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計方案及仿真驗證

曹 棟1，曲東才2，黃婧麗2，李 飛2

（1.海軍航空兵學(xué)院，遼寧葫蘆島125001；2.海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺264001）

具有三角翼、大后掠角等氣動布局特點的現(xiàn)代超音速飛機(jī)雖然解決了飛行速度問題，但同時極易出現(xiàn)高空飛行的荷蘭滾阻尼、航/橫側(cè)向靜穩(wěn)定性減小、滾擺比變大等問題。為改善飛機(jī)航/橫側(cè)運動的飛行品質(zhì)，基于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)和偏航兩通道的相互交聯(lián)，將滾轉(zhuǎn)通道舵偏信號引入偏航通道，以增強(qiáng)偏航角速度反饋信號，增加飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的協(xié)調(diào)性，進(jìn)而設(shè)計了一種高速飛機(jī)航/橫側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)。通過進(jìn)行大量仿真，驗證了所設(shè)計的飛機(jī)航/橫側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單合理，在其控制規(guī)律傳動比等參數(shù)選擇合理時，飛機(jī)航/橫側(cè)向飛行品質(zhì)良好。

飛行品質(zhì)；側(cè)向特性；增穩(wěn)系統(tǒng)；控制規(guī)律

1 概述

現(xiàn)代超音速飛機(jī)所具有機(jī)身細(xì)長、較小垂尾面積等特點的氣動布局，這會導(dǎo)致阻尼比ξh減小、側(cè)向靜穩(wěn)定性降低，在受到側(cè)向擾動后極易形成荷蘭滾運動；飛機(jī)飛行時也常處于側(cè)滑飛行狀態(tài)，致使飛行阻力增大，飛機(jī)轉(zhuǎn)彎不協(xié)調(diào)，難以完成瞄準(zhǔn)、格斗、射擊等作戰(zhàn)任務(wù)，且長時間處于這種操縱過程也會使駕駛員感到疲憊不堪[1-4]。

為改善現(xiàn)代飛機(jī)側(cè)向飛行品質(zhì)，必須深入研究飛機(jī)側(cè)向控制系統(tǒng)的增穩(wěn)方案。

2 飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)的簡要工作原理

基于自動控制原理，如果以飛機(jī)側(cè)向姿態(tài)角速率ψ?、側(cè)滑角 β分別作為反饋信號，可穩(wěn)定飛機(jī)側(cè)向角速率信號和側(cè)滑角信號，使得飛機(jī)ξh和mβy得到改善。[3-5]飛機(jī)側(cè)向小擾動線性化的動力學(xué)方程為[2]：

式（1）中：β、γ、ψ分別為飛機(jī)側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角；δx、δy為滾轉(zhuǎn)舵偏角和偏航舵偏角；n3β等為大小與飛機(jī)飛行狀態(tài)有關(guān)的方程系數(shù)。

將式（2）右邊方向舵偏角 δy寫為：δy=δy1+δy2，其中，δy2與 β 成比例，即

將式（3）代入式（2），可得：

實際上，由于直接獲得側(cè)滑角β信號精度較低，也有一定困難，一般采用間接方法來獲得該信號。因為az與 β具有正比關(guān)系，即az=-V0n1ββ ，因而可利用側(cè)向加速度計輸出的az信號來間接獲得β信號。于是，其航向增穩(wěn)系統(tǒng)方向舵偏角δy可改寫為如式（6）形式（考慮航向舵回路慣性時）：

由于飛機(jī)的側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)是在荷蘭滾阻尼器基礎(chǔ)上增加β的反饋形成的，因而其方向舵偏角信號還包括航向速率信號ωy信號，則航向增穩(wěn)系統(tǒng)的方向舵偏角δy如式（5）所示（考慮航向舵回路慣性時）：

3 飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計方案

現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)普遍具有三角翼、大后掠角、較大細(xì)長比等特點的氣動布局，在提高了飛機(jī)高空高速性能的同時，也帶來了飛機(jī)航/橫向運動諸多問題，例如：飛機(jī)存在較大上反效應(yīng)，其橫向靜穩(wěn)定性較大，航向靜穩(wěn)定性較小，致使其滾擺比較大；高空飛行的荷蘭滾阻尼ξh變??；高空小Ma數(shù)飛行時的滾轉(zhuǎn)機(jī)動性差；高空大Ma數(shù)飛行時的擾動恢復(fù)速度較慢，尤其在大攻角進(jìn)入滾轉(zhuǎn)和恢復(fù)原態(tài)時，產(chǎn)生較大側(cè)滑角和側(cè)向過載可能超過垂直尾翼強(qiáng)度的容許極限等[11-13]。

為解決以上問題，改善飛機(jī)航/橫向運動的飛行品質(zhì)，在考慮飛機(jī)滾轉(zhuǎn)和偏航兩通道的相互交聯(lián)的基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種高速飛機(jī)航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)圖如圖1所示[2，14-17]。

由圖1可見，對于航向通道：反饋信號具有ωy、az2種信號，是一種航向增穩(wěn)控制。同時，在增穩(wěn)控制基礎(chǔ)上，還增加了一種副翼交聯(lián)信號，以便使飛機(jī)實現(xiàn)側(cè)向協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎；對于滾轉(zhuǎn)通道：首要的是保證飛機(jī)滾轉(zhuǎn)通道運動的穩(wěn)定性，引入ωx和?反饋信號，以改善該通道的阻尼性能；同時，引入與β成比例的az信號，由于傳動比取負(fù)值，實際上引入了 β正反饋，等效于減小，以解決飛機(jī)太大和較小，進(jìn)而導(dǎo)致嚴(yán)重荷蘭滾問題。當(dāng)然也不能過小，以防止出現(xiàn)螺旋不穩(wěn)定。[2，18-19]

對于轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)控制。航向通道中加入一個極性與副翼偏轉(zhuǎn)相反的比例信號，減小進(jìn)入滾轉(zhuǎn)和恢復(fù)原態(tài)時所產(chǎn)生的有害側(cè)滑角，使副翼操縱具有自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的過渡過程。例如副翼正偏（飛機(jī)左傾斜，產(chǎn)生左側(cè)滑）時，使方向舵負(fù)偏，機(jī)頭左轉(zhuǎn)減小側(cè)滑角，達(dá)到自動協(xié)調(diào)。同時，為提高轉(zhuǎn)彎機(jī)動性，阻止常值或低頻副翼交聯(lián)信號通過，避免不希望的偏航，加入了清洗網(wǎng)絡(luò) τ1s/(τ1s+1)。

飛機(jī)自振濾除。由于飛機(jī)在高空飛行時其方向舵易出現(xiàn)頻率較高的自振，導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生振動，敏感元件感測振動并輸出信號，而飛機(jī)舵機(jī)和助力器的固有頻率較低，高頻自振信號的響應(yīng)有較大的相移，可能使這種振動持續(xù)或加劇。引入低通濾波器1(T1s+1)2濾掉敏感元件中輸出的高頻信號，保證系統(tǒng)正常工作。

由圖1可見，其航/橫向增穩(wěn)系統(tǒng)的控制規(guī)律為：

4 仿真驗證

為仿真分析和驗證所設(shè)計的飛機(jī)航/橫向增穩(wěn)控制系統(tǒng)的合理性和有效性，基于某型飛機(jī)在高度11km、Ma=1.3飛行時的氣動狀態(tài)所建立的動力學(xué)模型作為飛機(jī)仿真模型，主要對交聯(lián)運動參數(shù)對控制系統(tǒng)的影響進(jìn)行了仿真研究[2，20]，其航向運動參數(shù)β、?、δy及橫向運動參數(shù) γ、?、δx的仿真曲線如圖

5 結(jié)論

由仿真曲線圖2可知，所設(shè)計的飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)是可行的，并通過合理設(shè)計其控制規(guī)律交聯(lián)傳動比和其他等參數(shù)，即可改善飛機(jī)側(cè)向飛行品質(zhì)，提高其運動的阻尼特性及動、靜穩(wěn)定性。但飛機(jī)側(cè)向增穩(wěn)控制系統(tǒng)除與τ等參數(shù)有關(guān)外，還與飛機(jī)飛行狀態(tài)（q和H）有關(guān)，為保障飛機(jī)在整個飛行包線內(nèi)滿足其側(cè)向飛行品質(zhì)要求，則等主要控制規(guī)律傳動比需隨飛行狀態(tài)q、H變化而自動調(diào)參。此外，也應(yīng)注意因側(cè)向加速度計安裝位置不同對飛機(jī)模型等產(chǎn)生的影響。

[1]文傳源.現(xiàn)代飛行控制[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004：143-196.WEN CHUANYUAN.Modern flight control[M].Beijing：Beijing University of Aeronautical and Astronautics Press，2004：143-196.（in Chinese）

[2]張明廉.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社，1984：268-282.ZHANG MINGLIAN.Flight control system[M].Beijing：National Defense Industry Press，1984：268-282.（in Chinese）

[3]吳森堂，費玉華.飛行控制系統(tǒng)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005：191-248.WU SENTANG，F(xiàn)EI YUHUA.The flight control system[M].Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2005：191-248.（in Chinese）

[4]BRIAN L STEVENS，F(xiàn)RANK L LEWIS.Aircraft control and simulation[M].New York：John Wiley&Sons.NC，1993：359-399.

[5]蘇希爾·古普塔.控制系統(tǒng)基礎(chǔ)[M].北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2004：248-291.SUDHIR GUPTA.Elements of control systems[M].Beijing：China Machine Press，2004：248-291.（in Chinese）

[6]BRIAN L S，F(xiàn)RANK L L.Aircraft control and simulation[M]，Hoboken，New Jersey：John Wiley&Sons.Inc.，1992：109-114.

[7]TALOLE S E，RAVI N BANAVAR.Proportional navigation through predictive control[J].Journal of Guidance，2003，21（6）：1004-1006.

[8]CHRISTOPHER FIELDING，et al.Advanced techniques for clearance of flight control laws[M].Germany：Sprinter，2002：180-205.

[9]MARK R A，DAVID K S.Closed-loop pilot vehicle analysis of the approach and landing task[J].Journal Guidance，1987，10（4）：187-194.

[10]王永林，黃一敏.考慮側(cè)風(fēng)情況下的無人機(jī)自主導(dǎo)航控制技術(shù)研究[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報，2005，22（5）：7-11.WANG YONGLIN，HUANG YIMIN.Study of lateral navigation and simulation for unmanned air vehicle in crosswind[J].Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering，2005，22（5）：7-11.（in Chinese）

[11]劉俊清，黃一敏.小型無人機(jī)飛行控制律設(shè)計技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)出版社，2009.LIU JUNQING，HUANG YIMIN.Research on flight control technology of the unmanned aerial vehicle[D].Nanjing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2009.

[12]YOSHIKAZU MIYAZAWA，TOSHIKAZU MOTODA.Longitudinal landing control law for an autonomous reentry vehicle，journal of guidance[J].Control and Dynamics，1999，22（6）：791-800.

[13]甄子洋，王新華，江駒，等.艦載機(jī)自動著艦引導(dǎo)與控制研究進(jìn)展[J].航空學(xué)報，2017，38（2）：1-2.ZHEN ZIYANG，WANG XINHUA，JIANG JU，et al.Research progress in guidance and control of automatic carrier landing of carrier-based aircraft[J].Acta Aeronautica etAstronautica Sinica，2017，38（2）：1-2.（in Chinese）

[14]王美仙，李明，張子軍.飛行器控制律設(shè)計方法發(fā)展綜述[J].飛行力學(xué)，2007，25（2）：1-5.WANG MEIXIAN，LI MING，ZHANG ZIJUN.Introduction to the development of aircraft control law designed method[J].Flight Mechanics，2007，25（2）：1-5.（in Chinese）

[15]申安玉.某機(jī)橫側(cè)向增穩(wěn)系統(tǒng)控制律的設(shè)計[J].飛行力學(xué)，1996，14（1）：90-96.SHEN ANYU.The control law design of the lateral stability augmentation systems[J].Flight Dynamics，1996，14（1）：90-96.（in Chinese）

[16]張卓，曲東才，陳勇，等.某型飛機(jī)γ角姿態(tài)控制系統(tǒng)方案設(shè)計及仿真研究[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報，2012，27（4）：138-142.ZHANG ZHUO，QU DONGCAI，CHEN YONG，et al.Project desigin of aeroγangle attitude control system and simulation study[J].Journal of Naval Aeronautical and Astronautical University，2012，27（4）：138-142.（in Chinese）

[17]吳了泥，黃一敏，賀成龍.重復(fù)使用運載器返回段橫側(cè)向控制系統(tǒng)[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，2009，41（3）：329-333.WU LIAONI，HUANG YIMIN，HE CHENGLONG.Reusable launch vehicle lateral control design of glide return phase[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics Flight Mechanics，2009，41（3）：329-333.（in Chinese）

[18]李林，王立新.大展弦比飛翼作戰(zhàn)飛機(jī)橫航向飛行品質(zhì)特性[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2009，35（6）：661-664.LI LIN，WANG LIXIN.Lateral-directional flying quality characteristics of high aspect-ratio combat flying wings[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2009，35（6）：661-664.（in Chinese）

[19]嵇鼎毅，陸宇平.飛翼布局無人機(jī)抗側(cè)風(fēng)自動著陸控制[J].飛機(jī)設(shè)計，2007，27（2）：26-33.JI DINGYI，LUYUPING.Automatic crosswind landing control for unmanned air vehicles with a flying wing configuration[J].Aircraft Design，2007，27（2）：26-33.（inChinese）

[20]趙廣元.MATLAB與控制系統(tǒng)仿真實踐[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2009：199-203.ZHAO GUAGNYUAN.Emulation study of MATLAB and control system[M].Beijing：Beijing University of Aeronautical and Astronautics Press，2009：199-203.（in Chinese）

Design Scheme and Simulation Validation for Aero Lateral Stability Augmentation System

CAO Dong1,QU Dongcai2,HUANG Jingli2,LI Fei2
(1.Naval Avation Institute,Huludao Liaoning 125001,China;2.Department of Control Engineering,NAAU,Yantai Shandong,264001,China）

Though speed of the modern supersonic airplane in the pneumatic layout with delta-wing and big sweepback etc.characteristics was increased,the problems were contemporary appearance in high altitude and velocity which aero lat?eral movtion damp and yaw/roll lateral static stability would get smaller and the roll versus swing ratio would get bigger.In order to improve aero lateral fly stability in high altitude and velocity,basis on coupling relation of the aero roll and yaw two channels,the high speed aero Lateral Stability Augmentation System(LSAS)were designed that roll rudder departure angle signal was imported to the yaw channel,so that yaw angle speed feedback signal was got enhanced and aero turn ma?neuverability was got improved.A great deal of contrastive simulation was done under the Matlab platform.The simulation result showed that the aero lateral LSAS structure was simple and reasonable,and easy to realization.At it control law ratio was chosed reasonable,the designed aero LSAS can improve aero fly quality.

fly quality;lateral characteristic;lateral stability augmentation system;control law

V249.1

A

1673-1522（2017）03-0290-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.03.007

2017-01-16；

2017-03-22

曹 棟（1962-），男，大學(xué)，教授。