提高乘坐品質的大型民用飛機高度控制模態設計

摘 要：現代大型民用飛機對自動飛行高度控制模態的乘坐品質有較高的要求。該文針對傳統高度控制模態中固定改平高度方法的缺點，提出了采用改平高度預估器的設計方法。該方法根據當前飛機的空速、航跡角和過載限制計算出合適的改平高度，理論分析和仿真結果均表明該方法可以根據期望的飛機過載改平飛機，并且無超調地捕獲目標高度，可以有效地提高飛機的乘坐品質。

關鍵詞：大型民用飛機 自動飛行 高度控制 改平高度預估器

中圖分類號：TP911 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）08（b）-0015-03

現代大型民用飛機對乘坐品質提出了很高的要求，舒適的乘坐品質對大型民用飛機型號的商業成功起著至關重要的作用。

自動飛行高度控制模態是指自動飛行控制系統根據飛行員選定的目標高度和垂直模態，自動地控制飛機爬升或下降到目標高度。該過程通常包括三個階段：垂直模態激活、高度捕獲子模態、高度保持子模態，如圖1所示。

垂直模態激活是指飛行員激活一種垂直方向的模態去捕獲目標高度，如航跡角模態、垂直速率模態和高度層改變模態，具體的介紹可以參考相關的飛機飛行手冊[1-2]。當飛機通過某一垂直模態到達啟動捕獲高度時，飛機進入高度捕獲子模態，此時自動飛行控制系統盡量將飛機從爬升/下降狀態改變到接近平飛狀態，使飛機能夠平緩地進入后續的高度保持子模態；當飛機到達啟動保持高度時，飛機將保持飛行員選定的目標高度。

高度控制模態的乘坐品質主要體現在飛機的法向過載。當飛機平飛時，飛機法向過載為1 g；當法向過載的變化在±0.2 g以內時，乘客感覺相對舒適；當法向過載變化超過±0.3 g時乘客會感覺到明顯的不適。因此，飛機在機動時應當對法向過載進行限制。在垂直模態激活階段，飛機通常是近似沿直線進行穩定爬升或下降，不會引起乘客不適；在高度捕獲子模態，自動飛行控制系統將控制飛機進行機動，將飛機從爬升/下降狀態改變到平飛狀態，從而會產生法向過載變化，而過大法向過載變化將引起乘客不適；在高度保持階段，飛機通常只需要較小的過載變化以抵抗風對飛機高度的影響。

1 傳統高度控制模態固定改平方法

傳統的自動飛行高度捕獲啟動閾值是固定值。以空客公司的A320飛機為例，當飛機當前高度與目標高度相差130 ft時，自動飛行控制系統從激活的垂直模態切換到高度捕獲子模態[3]。因此，在較大的飛行速度和/或航跡角下，如果期望在目標高度能夠改平飛機，則需要很大的改平過載從而降低飛機的乘坐品質；如果使用限制飛機過載的方法，則有可能不足以在目標高度改平飛機，使飛機在目標高度處產生振蕩，降低高度控制的精度，如圖2所示。

2 高速改平預估器設計

針對上文分析的傳統自動飛行控制系統固定捕獲高度閾值的缺點，該文提出了采用高度改平預估器的高度捕獲模態設計方法。根據期望的改平過載增量限制（如±0.2 g）可以計算出合適的高度捕獲閾值，如圖3所示。

已知飛機當前的真空速、航跡角以及期望的過載限制，可以得到飛機在該飛行狀態和過載限制下改平產生的航跡弧線其半徑為：

（1）

其中為飛機質量，為離心力。

根據幾何關系和目標高速，可以得到高度捕獲閾值為：

（2）

注意到飛機爬升改平時過載為負值。

3 高度控制模態方案

飛行員在設定目標高度后需要激活一種垂直方式（如航跡角模態）去捕獲目標高度。此時高度控制模態并不直接控制飛機，而是提供高度捕獲閾值。當飛機當前高度到高度捕獲閾值時，飛機接通高度捕獲子模態。飛機接通高度捕獲子模態利用航跡角模態作為內回路去捕獲目標高度。達其功能結構如圖4所示（Nz指令給主飛控C*U、Nz、Nz*U控制律）。

航跡角模態能夠自動地計算出改變飛機航跡所需的過載指令并發送給飛機主飛行控制系統。飛機的主飛行控制系統根據過載指令能夠計算出改變飛機過載所需的升降舵偏度。因為早期飛機從傳感器直接獲取滿足可靠性和實時性要求的航跡角較為困難，傳統的自動飛行控制高度捕獲子模態和高度保持子模態通常采用俯仰角控制模態作為內回路。這種以俯仰角控制為內回路的設計在進入高度保持子模態時，通常還要設定一個高度保持子模態進入閾值。例如A320飛機高度超過，經過1.25 s之后需要接通積分器以進入高度保持子模態。這是由于俯仰角控制模態作為高度保持的內回路時有靜差系統，因此需要增加積分器消除靜差；該文采用航跡角控制作為高度控制的內回路，能夠在高度捕獲末段直接進入高度保持模態且能夠滿足到無靜差要求，只需要在飛機高度超過時進行相應的模式通告即可。

高度捕獲/保持子模態如圖5所示。

其中為高度比例增益，為高度速率反饋增益，為航跡角比例增益，為航跡角速率反饋增益，是高度捕獲/保持子模態產生的內回路航跡角指令。在高度捕獲子模態，由于當前高度和目標高度之前差值較大，高度捕獲/保持模態通道上的航跡角指令和過載指令均達到限幅值。以爬升為例，飛機將以限定的過載進行改平。

在高度保持子模態，由于當前高度和目標高度之間的差值減小，高度捕獲/保持模態通道上的航跡角指令和過載指令沒有達到限幅值。整個回路構成閉環反饋動態系統，飛機將保持目標高度飛行。

4 仿真結果

首先利用文獻[4]和[5]中介紹的方法建立飛機仿真驗證環境，采用上文介紹的方法設計飛機的高度控制模態。初始化當前飛機的高度層為FL300（30000英尺），速度為馬赫數0.82，目標高度層為FL390（39000英尺）；采用航跡角模態作為激活的垂直模態捕獲目標高度，航跡角設定為+3度爬升；在此過程中飛機接通自動油門以保持空速不變。該文提出的基于高度改平預估器的高度控制方法和固定高度捕獲閾值的方法，其高度相應曲線和過載響應對比曲線如圖6、圖7和圖8所示。

從圖6航跡角響應曲線中可以看出，三種高度控制的方法都是預先建立穩態的3度航跡角使飛機爬升。

從圖7高度響應曲線和圖8過載變化量響應曲線中可以看出，固定目標高度減130英尺的直接過載限制法能夠保證飛機不超過過載限制，但是會造成高度超調目標高度；增大過載限制法能夠消除高度超調，但會增加飛機改平過載，降低飛機的乘坐品質，再如采用更大的爬升航跡角捕獲高度，甚至會造成乘客的嚴重不適。

該文提出基于高度改平預估器的高度控制方法其預估改平高度為目標高度減423英尺，改高度能保證飛機根據期望的過載改平，提高了飛機的乘坐品質；同時在高度保持階段能夠無超調地跟蹤目標高度，保證了高度保持子模態的控制精度。

5 結語

針對傳統高度控制模態中固定改平高度方法的缺點，該文使用改平高度預估器提高飛機的乘坐品質，該方法可以根據期望的飛機過載改平飛機、無超調捕獲目標高度。需要注意的是，不能盲目地為了提高乘坐品質而過分地限制飛機機動時的過載，因為飛機需要足夠的過載能力以快速地捕獲目標、抵抗紊流等外部大氣干擾。通常在高度捕獲子模態限制過載一般為0.2 g左右，在高度保持子模態一般為0.15 g左右。

參考文獻

[1]Airbus.A320 Flight Operational Manual [Z].1987.

[2]Boeing.Boeing 737-800 Flight Operational Manual [Z].1997.

[3]魯道夫·布魯克豪斯.飛行控制[M].金長江，譯.中國人民解放軍總裝備部，1999：416-418.

[4]Berndt，Jon S.，JSBSim.An Open Source Flight Dynamics Model in C++”[C]//AIAA Modeling and Simulation Technology Conference，Providence，RI， August，2004.

[5]Berndt，Jon S.Progress on and Usage of the Open Source Flight DynamicsModel Software Library，JSBSim[C]//.AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference，August，2009.