民用飛機(jī)側(cè)風(fēng)影響下的糾偏研究

馬大衛(wèi)，聶宏，張明

（南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇南京 210016）

0 引言

由于飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)品質(zhì)和操縱特性的研究直接關(guān)系到飛機(jī)起降的安全，評(píng)估飛機(jī)地面操縱運(yùn)動(dòng)時(shí)的響應(yīng)對(duì)于飛機(jī)的設(shè)計(jì)和飛行安全有重要意義，故現(xiàn)代飛機(jī)對(duì)飛機(jī)地面運(yùn)行特性的要求越來(lái)越高［1-3］。而現(xiàn)有對(duì)飛機(jī)地面特性的研究主要集中在飛機(jī)的著陸緩沖、滑行減震、前輪轉(zhuǎn)彎、剎車操縱等方面［4-7］，但對(duì)于飛機(jī)的非對(duì)稱操縱動(dòng)力學(xué)（側(cè)風(fēng)滑跑或一側(cè)主輪胎泄氣）方面的研究卻少之又少［8］。而在實(shí)際情況中，飛機(jī)在地面滑行期間由于風(fēng)速的影響，經(jīng)常受不對(duì)稱載荷的作用，故對(duì)這一方向的研究的重要性不言而喻。

飛機(jī)在受非對(duì)稱載荷作用下，可對(duì)機(jī)體進(jìn)行全面的受力分析，從而建立飛機(jī)最后在平衡狀態(tài)下直線滑跑的數(shù)學(xué)模型。但是更為關(guān)心的是飛機(jī)在受非對(duì)稱載荷影響到最后保持直線滑跑的過(guò)程中，飛行員操縱飛機(jī)前輪盡可能使飛機(jī)不偏離初始軌道這一調(diào)節(jié)過(guò)程，因?yàn)榻^大部分事故將發(fā)生在此階段，而這一調(diào)節(jié)過(guò)程卻很難建立一個(gè)準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型來(lái)描述，基于此本文建立了一套有效的閉環(huán)控制系統(tǒng)模型，來(lái)模擬飛機(jī)滑跑時(shí)受不對(duì)稱載荷作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程。

本文主要從飛機(jī)滑跑過(guò)程中所受側(cè)風(fēng)影響為出發(fā)點(diǎn)，首先建立了飛機(jī)受恒定側(cè)風(fēng)影響，最后靜力平衡狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型，并對(duì)此狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值求解。隨后在郭孔輝院士的預(yù)瞄跟隨理論［9］基礎(chǔ)上，提出一套適用于飛機(jī)的側(cè)向偏移控制算法，并結(jié)合PID控制策略在Amesim中建立了飛行員方向控制模型并進(jìn)行飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性虛擬試驗(yàn)。本試驗(yàn)中采用多體動(dòng)力學(xué)軟件LVM建立了完善的飛機(jī)模型，高自由度的飛機(jī)模型能充分反映出實(shí)際飛機(jī)復(fù)雜的非線性特性，以此檢驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)的控制效果更加接近實(shí)際情況。

1 飛機(jī)側(cè)風(fēng)滑跑操縱動(dòng)力學(xué)模型

1.1 數(shù)學(xué)模型的建立

飛機(jī)地面滑行期間，由于側(cè)風(fēng)引起的不對(duì)稱載荷，與地面作用于飛機(jī)輪胎上的側(cè)向載荷抗衡（見圖1）。該側(cè)向載荷引起前、主輪胎不一致的偏航角，為了保持飛機(jī)直線滑行需偏轉(zhuǎn)前輪，使前、主輪有相同的速度方向。

圖1 側(cè)風(fēng)影響下操縱飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)靜力平衡

前、主輪胎運(yùn)動(dòng)方向一致，且偏航角函數(shù)關(guān)系為:

其中:

方向舵偏角與前輪操縱角關(guān)系為:

方向舵?zhèn)认蛄﹃P(guān)系為:

根據(jù)飛機(jī)受力關(guān)系圖可以建立該平衡狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)方程組:

以上各式中，F(xiàn)e為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；μ為輪胎與地面的滑動(dòng)摩擦系數(shù)；Rm1為左側(cè)主輪載荷；Rm2為右側(cè)主輪載荷；Rn為前輪載荷；α為前輪轉(zhuǎn)角；Sn為前輪側(cè)向力；Sm為主輪側(cè)向力；θm為主輪偏航角；θn為前輪偏航角；Fw為機(jī)體所受側(cè)風(fēng)影響下的側(cè)向力，可向飛機(jī)質(zhì)心方向等效為一個(gè)力與兩個(gè)力矩Fjs，Mx（js），Mz（js）；Fr為飛機(jī)偏轉(zhuǎn)舵面所產(chǎn)生的側(cè)向力，可向飛機(jī)質(zhì)心方向等效為一個(gè)力與兩個(gè)力矩Fwy，Mx（wy），Mz（wy）；G為飛機(jī)所受重力；SW為機(jī)翼面積；A為前、主輪距；B為主輪與飛機(jī)質(zhì)心的間距；C為半主輪距；H為地面與飛機(jī)質(zhì)心的間距。δ為輪胎壓縮量；D為輪胎外直徑；Cc為輪胎偏航系數(shù)；p和pR分別為輪胎實(shí)際充氣壓力和輪胎額定充氣壓力；ρ為空氣密度；V為空氣來(lái)流速度。

1.2 氣動(dòng)力的計(jì)算

模型中氣動(dòng)力的計(jì)算中，因?yàn)橛蓚?cè)風(fēng)產(chǎn)生的側(cè)滑角對(duì)飛機(jī)的影響占主要因素，故忽略飛機(jī)迎角的影響。由于側(cè)向來(lái)流的作用，使總來(lái)流方向與飛機(jī)對(duì)稱面成一夾角β，此時(shí)作用于飛機(jī)上的氣動(dòng)力是左右不對(duì)稱的，由此將會(huì)出現(xiàn)側(cè)向力Fjs、滾轉(zhuǎn)力矩Mx（js）和偏航力矩Mz（wy）。方向舵的偏轉(zhuǎn)角度δ亦會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向力Fwy、滾轉(zhuǎn)力矩Mx（wy）和偏航力矩Mz（wy）。在機(jī)體軸系中可用下式表示:

式中，b為機(jī)翼展長(zhǎng)；β為側(cè)滑角；δ為方向舵偏角；Cyβ，Cnβ和Clβ分別為側(cè)力系數(shù)、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)；Cyδ，Cnδ和Clδ分別為側(cè)力系數(shù)、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)方向舵偏角的導(dǎo)數(shù)。

1.3 數(shù)學(xué)模型的求解

給定飛機(jī)的航向速度V1=20 m/s，側(cè)向風(fēng)速V2=6 m/s，通過(guò)求解上述的非線性方程組，對(duì)未知參數(shù)的求解結(jié)果如表1所示。

表1 平衡狀態(tài)下的方程數(shù)值解

2 飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型的建立

整個(gè)飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型如圖2所示。給定飛機(jī)一個(gè)驅(qū)動(dòng)速度v，其中側(cè)風(fēng)作為外部擾動(dòng)作用于飛機(jī)模型，使得飛機(jī)的實(shí)際行駛軌跡與預(yù)期軌跡間產(chǎn)生一個(gè)側(cè)向偏移y，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)由傳感器感知并實(shí)時(shí)反饋給飛行員模型。飛行員通過(guò)控制算法求解出前輪轉(zhuǎn)角α后作用于飛機(jī)模型。

圖2 飛機(jī)—側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)

2.1 建立飛行員模型

根據(jù)“最小誤差原則”，飛行員總是希望選擇一個(gè)最優(yōu)的軌跡曲率1/ρr，使得飛機(jī)在滑行距離d（經(jīng)時(shí)間T）后，其橫向位置y（t+T）與該處的預(yù)期軌跡座標(biāo)f（t+T）相一致。將（t）=v2/ρr，d=vt代入式（8）得到最優(yōu)曲率為:

飛機(jī)沿地面作高度不變的平面運(yùn)動(dòng)，如圖3所示。

圖3 飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)受力圖

由圖可知，與飛機(jī)有關(guān)的幾何關(guān)系有:

得:

式中，ρr為飛機(jī)偏轉(zhuǎn)前輪時(shí)對(duì)應(yīng)的曲率半徑，即為圖中飛機(jī)質(zhì)心O與瞬心OA之間的距離；a為前輪與飛機(jī)質(zhì)心的距離；e為前輪穩(wěn)定距；r為OA與兩主輪中心點(diǎn)的間距。

考慮飛機(jī)在中速滑跑時(shí)，靠舵板機(jī)實(shí)現(xiàn)偏轉(zhuǎn)前輪轉(zhuǎn)角α，前輪相對(duì)于中立位置向左右偏轉(zhuǎn)的極限位置僅在 8°左右，此時(shí) sinα≈α，cosα≈1，故上式可簡(jiǎn)化為:

代入式（9）得到理想的飛機(jī)前輪偏角為:

考慮到飛機(jī)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)很強(qiáng)的非線性特性，故無(wú)法用一個(gè)簡(jiǎn)單的傳遞函數(shù)來(lái)表示飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)角與飛機(jī)橫向軌跡之間的傳遞關(guān)系，故本文在以上預(yù)瞄控制理論的基礎(chǔ)上又引入了PID控制來(lái)調(diào)節(jié)前輪轉(zhuǎn)角的輸入。

2.2 建立飛機(jī)地面運(yùn)動(dòng)虛擬樣機(jī)

LMS公司專門為模擬機(jī)械系統(tǒng)真實(shí)運(yùn)動(dòng)和載荷開發(fā)的LVM軟件，采用笛卡爾坐標(biāo)法進(jìn)行多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模，生成的微分代數(shù)方程組為:

研究者只需給出各個(gè)部件間的約束關(guān)系和質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等屬性，并建立輪胎和空氣動(dòng)力等基本力學(xué)元素，軟件就會(huì)自動(dòng)生成微分代數(shù)方程組，并利用內(nèi)嵌的處理數(shù)學(xué)模型計(jì)算方法和數(shù)值積分方法自動(dòng)進(jìn)行程序化處理，得到運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律和動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。虛擬樣機(jī)如圖4所示。

圖4 全機(jī)地面運(yùn)動(dòng)虛擬樣機(jī)

2.3 實(shí)現(xiàn)聯(lián)合仿真

根據(jù)公式并采用PID控制策略在Amesim中建立了飛行員方向控制模型，與LVM中飛機(jī)模型的結(jié)合是通過(guò)定義節(jié)點(diǎn)變量實(shí)現(xiàn)的。

在LVM中定義了飛機(jī)模型的輸入節(jié)點(diǎn)變量α為前輪轉(zhuǎn)角，以獲取由飛行員模型計(jì)算得到的前輪轉(zhuǎn)動(dòng)角度，輸出節(jié)點(diǎn)變量為橫向偏移y和飛機(jī)橫向速度v，以作為飛行員模型的反饋輸入。本文聯(lián)合建模的飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性閉環(huán)系統(tǒng)如圖5所示。

圖5 飛機(jī)側(cè)風(fēng)閉環(huán)控制系統(tǒng)模型

3 聯(lián)合仿真與結(jié)果分析

飛機(jī)側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性試驗(yàn)工況為直線行駛，給定飛機(jī)滑跑速度為20 m/s，受恒定6 m/s側(cè)風(fēng)影響。側(cè)風(fēng)影響下飛機(jī)質(zhì)心處所受的氣動(dòng)載荷，由于方向舵偏角受前輪偏轉(zhuǎn)的影響，F(xiàn)y，Mx，Mz在前輪未保持平衡狀態(tài)時(shí)，會(huì)發(fā)生一定變化，如圖6～圖8所示。

圖6 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受側(cè)向力

圖7 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受橫向力矩

圖8 側(cè)風(fēng)下飛機(jī)所受航向力矩

圖9為未加控制系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)質(zhì)心處的橫向軌跡，圖10為有控制系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)質(zhì)心處的橫向軌跡，圖11為前輪轉(zhuǎn)角的變化曲線。結(jié)合圖9和圖10可以看出，未加控制系統(tǒng)時(shí)，飛機(jī)在受側(cè)風(fēng)影響下會(huì)逐漸偏離跑道中心線，而且隨時(shí)間變化越來(lái)越大，很容易發(fā)生危險(xiǎn)，而加入控制系統(tǒng)后飛機(jī)的側(cè)向偏移得到了很好的控制，最大橫向偏移量?jī)H為0.9 m左右，而且隨時(shí)間變化飛機(jī)將逐漸回歸到原跑道中心線，避免了危險(xiǎn)的發(fā)生。結(jié)合圖10和圖11可以看出，飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)角最終趨于一個(gè)恒定值，而飛機(jī)的橫向軌跡曲線也逐漸向跑道中心線靠近，并最終與中心線重合，此時(shí)的狀態(tài)即為飛機(jī)受恒定側(cè)風(fēng)影響，飛行員進(jìn)行前輪偏轉(zhuǎn)而最終保持的靜力平衡狀態(tài)，此時(shí)飛機(jī)將沿著跑道中心線保持直線滑行。

圖9 飛機(jī)質(zhì)心處的橫向偏移（無(wú)控制）

圖10 飛機(jī)質(zhì)心處的橫向偏移（有控制）

圖11 飛機(jī)前輪操縱角度

圖12～圖16為飛機(jī)各機(jī)輪的載荷變化曲線，最終隨著時(shí)間也趨于恒定的值，穩(wěn)態(tài)下的值即對(duì)應(yīng)飛機(jī)受側(cè)風(fēng)影響下的靜力平衡狀態(tài)。

圖12 飛機(jī)前輪所受地面?zhèn)认蛄?/p>

圖13 飛機(jī)主輪所受地面?zhèn)认蛄?/p>

圖14 前起機(jī)輪垂直載荷

圖15 左側(cè)主起機(jī)輪垂直載荷

圖16 右側(cè)主起機(jī)輪垂直載荷

將飛機(jī)最終沿跑道中心線穩(wěn)定滑跑狀態(tài)下的主要參數(shù)進(jìn)行記錄，并與表1中計(jì)算得出的平衡狀態(tài)下的數(shù)值解進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如表2所示。

表2 方程解與仿真解對(duì)比

對(duì)比上表中的方程數(shù)值解與仿真穩(wěn)態(tài)解可以看出，兩者結(jié)果相差較小，兩者的相對(duì)誤差都在10%以內(nèi)，說(shuō)明利用此閉環(huán)控制系統(tǒng)來(lái)進(jìn)行飛機(jī)滑跑時(shí)的側(cè)風(fēng)糾偏，最終得到的飛機(jī)穩(wěn)態(tài)響應(yīng)是正確的，從而驗(yàn)證了用此閉環(huán)控制系統(tǒng)來(lái)模擬飛機(jī)受不對(duì)稱載荷作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程的可行性。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文基于預(yù)瞄跟隨理論，結(jié)合PID控制策略，利用Amesim建立了一套飛行員駕駛模型，采用Lms.Virtual.Lab Motion建立了某民用飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型，通過(guò)兩者聯(lián)合仿真來(lái)進(jìn)行其側(cè)風(fēng)穩(wěn)定性分析，結(jié)果表明此飛行員模型能有效控制飛機(jī)的側(cè)向位移，為今后研究飛機(jī)在不對(duì)稱載荷影響下的地面操穩(wěn)特性、以及飛機(jī)智能操縱系統(tǒng)方面奠定了基礎(chǔ)。

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