一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

曹 栋，曲东才，黄婧丽，李 飞

（1.海军航空兵学院，辽宁葫芦岛125001；2.海军航空工程学院控制工程系，山东烟台264001）

一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

曹 栋1，曲东才2，黄婧丽2，李 飞2

（1.海军航空兵学院，辽宁葫芦岛125001；2.海军航空工程学院控制工程系，山东烟台264001）

具有三角翼、大后掠角等气动布局特点的现代超音速飞机虽然解决了飞行速度问题，但同时极易出现高空飞行的荷兰滚阻尼、航/横侧向静稳定性减小、滚摆比变大等问题。为改善飞机航/横侧运动的飞行品质，基于飞机滚转和偏航两通道的相互交联，将滚转通道舵偏信号引入偏航通道，以增强偏航角速度反馈信号，增加飞机转弯的协调性，进而设计了一种高速飞机航/横侧向增稳控制系统。通过进行大量仿真，验证了所设计的飞机航/横侧向增稳控制系统结构简单合理，在其控制规律传动比等参数选择合理时，飞机航/横侧向飞行品质良好。

飞行品质；侧向特性；增稳系统；控制规律

1 概述

现代超音速飞机所具有机身细长、较小垂尾面积等特点的气动布局，这会导致阻尼比ξh减小、侧向静稳定性降低，在受到侧向扰动后极易形成荷兰滚运动；飞机飞行时也常处于侧滑飞行状态，致使飞行阻力增大，飞机转弯不协调，难以完成瞄准、格斗、射击等作战任务，且长时间处于这种操纵过程也会使驾驶员感到疲惫不堪[1-4]。

为改善现代飞机侧向飞行品质，必须深入研究飞机侧向控制系统的增稳方案。

2 飞机侧向增稳系统的简要工作原理

基于自动控制原理，如果以飞机侧向姿态角速率ψ̇、侧滑角 β分别作为反馈信号，可稳定飞机侧向角速率信号和侧滑角信号，使得飞机ξh和mβy得到改善。[3-5]飞机侧向小扰动线性化的动力学方程为[2]：

式（1）中：β、γ、ψ分别为飞机侧滑角、滚转角和偏航角；δx、δy为滚转舵偏角和偏航舵偏角；n3β等为大小与飞机飞行状态有关的方程系数。

将式（2）右边方向舵偏角 δy写为：δy=δy1+δy2，其中，δy2与 β 成比例，即

将式（3）代入式（2），可得：

实际上，由于直接获得侧滑角β信号精度较低，也有一定困难，一般采用间接方法来获得该信号。因为az与 β具有正比关系，即az=-V0n1ββ ，因而可利用侧向加速度计输出的az信号来间接获得β信号。于是，其航向增稳系统方向舵偏角δy可改写为如式（6）形式（考虑航向舵回路惯性时）：

由于飞机的侧向增稳系统是在荷兰滚阻尼器基础上增加β的反馈形成的，因而其方向舵偏角信号还包括航向速率信号ωy信号，则航向增稳系统的方向舵偏角δy如式（5）所示（考虑航向舵回路惯性时）：

3 飞机侧向增稳系统设计方案

现代超音速战斗机普遍具有三角翼、大后掠角、较大细长比等特点的气动布局，在提高了飞机高空高速性能的同时，也带来了飞机航/横向运动诸多问题，例如：飞机存在较大上反效应，其横向静稳定性较大，航向静稳定性较小，致使其滚摆比较大；高空飞行的荷兰滚阻尼ξh变小；高空小Ma数飞行时的滚转机动性差；高空大Ma数飞行时的扰动恢复速度较慢，尤其在大攻角进入滚转和恢复原态时，产生较大侧滑角和侧向过载可能超过垂直尾翼强度的容许极限等[11-13]。

为解决以上问题，改善飞机航/横向运动的飞行品质，在考虑飞机滚转和偏航两通道的相互交联的基础上，设计了一种高速飞机航/横向增稳控制系统，其结构图如图1所示[2，14-17]。

由图1可见，对于航向通道：反馈信号具有ωy、az2种信号，是一种航向增稳控制。同时，在增稳控制基础上，还增加了一种副翼交联信号，以便使飞机实现侧向协调转弯；对于滚转通道：首要的是保证飞机滚转通道运动的稳定性，引入ωx和̇反馈信号，以改善该通道的阻尼性能；同时，引入与β成比例的az信号，由于传动比取负值，实际上引入了 β正反馈，等效于减小，以解决飞机太大和较小，进而导致严重荷兰滚问题。当然也不能过小，以防止出现螺旋不稳定。[2，18-19]

对于转弯协调控制。航向通道中加入一个极性与副翼偏转相反的比例信号，减小进入滚转和恢复原态时所产生的有害侧滑角，使副翼操纵具有自动协调转弯的过渡过程。例如副翼正偏（飞机左倾斜，产生左侧滑）时，使方向舵负偏，机头左转减小侧滑角，达到自动协调。同时，为提高转弯机动性，阻止常值或低频副翼交联信号通过，避免不希望的偏航，加入了清洗网络 τ1s/(τ1s+1)。

飞机自振滤除。由于飞机在高空飞行时其方向舵易出现频率较高的自振，导致飞机机体产生振动，敏感元件感测振动并输出信号，而飞机舵机和助力器的固有频率较低，高频自振信号的响应有较大的相移，可能使这种振动持续或加剧。引入低通滤波器1(T1s+1)2滤掉敏感元件中输出的高频信号，保证系统正常工作。

由图1可见，其航/横向增稳系统的控制规律为：

4 仿真验证

为仿真分析和验证所设计的飞机航/横向增稳控制系统的合理性和有效性，基于某型飞机在高度11km、Ma=1.3飞行时的气动状态所建立的动力学模型作为飞机仿真模型，主要对交联运动参数对控制系统的影响进行了仿真研究[2，20]，其航向运动参数β、̇、δy及横向运动参数 γ、̇、δx的仿真曲线如图

5 结论

由仿真曲线图2可知，所设计的飞机侧向增稳控制系统结构是可行的，并通过合理设计其控制规律交联传动比和其他等参数，即可改善飞机侧向飞行品质，提高其运动的阻尼特性及动、静稳定性。但飞机侧向增稳控制系统除与τ等参数有关外，还与飞机飞行状态（q和H）有关，为保障飞机在整个飞行包线内满足其侧向飞行品质要求，则等主要控制规律传动比需随飞行状态q、H变化而自动调参。此外，也应注意因侧向加速度计安装位置不同对飞机模型等产生的影响。

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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 栋（1962-），男，大学，教授。