動靜壓信號誤差對飛控系統影響分析及處理方法

張歡，鄒俊俊，饒明波，曾行，黃勇強，楊振聲

（中航工業洪都，江西南昌330024）

動靜壓信號誤差對飛控系統影響分析及處理方法

張歡，鄒俊俊，饒明波，曾行，黃勇強，楊振聲

（中航工業洪都，江西南昌330024）

某飛機多功能探頭的動靜壓信號未經校準，存在較大誤差。本文結合余度管理邏輯對飛控系統所用信號的誤差進行確認后，再進行系統縱向阻尼比、操縱期望參數、穩定儲備及時域響應特性的仿真分析，明確了誤差對飛行品質及穩定儲備的影響，并提出了解決方法。

飛控系統；動靜壓信號；誤差分析

0 引言

在飛控系統設計中，為獲取良好的系統性能和飛行品質，對系統參數的調節必不可少[1]。飛控系統控制律參數是隨動壓和靜壓進行調節的，如果動壓和靜壓誤差較大，控制律解算過程中用到的參數就會有較大差別，這將對系統的性能和飛行品質產生影響，甚至會影響到飛行安全。由此可見，動靜壓信號的精度對于飛控系統至關重要。

動靜壓信號的精度取決于大氣數據傳感器的精度。大氣數據傳感器把飛機空速管系統測得的總壓和靜壓轉換成電信號形式的動壓和靜壓發送給飛控計算機。

某飛機之前安裝有機頭空速管、L形空速管及多功能探頭（帶空速管），且前兩者都已經過校準，解算出的動靜壓信號引入了飛控系統用于控制律調參；后者尚未校準，精度尚不滿足要求，飛控系統未使用。現需安裝機頭雷達，取消機頭空速管，而將多功能探頭動靜壓信號用于飛控系統調參。為確定對飛控系統的影響，確保系統性能和飛行品質滿足要求，需進行誤差影響分析。

本文首先對多功能探頭誤差范圍進行確認，并結合余度管理邏輯對飛控系統動靜壓信號表決值誤差進行分析；再通過對系統縱向阻尼比、操縱期望參數、穩定儲備及時域響應特性的仿真分析，得出誤差的影響；最后提出處理方法，并對其進行任務可靠性計算，解決了動靜壓誤差較大的問題，同時保證了系統可靠性。

1 動靜壓信號誤差

飛控系統動靜壓信號出現誤差的源頭是大氣數據傳感器測量誤差，此誤差范圍通常由試飛數據進行確認。各傳感器解算的動靜壓信號經過余度管理監控表決后，得出飛控系統動靜壓表決值，用于控制律解算。由此可見，傳感器測量誤差最終將影響動靜壓表決值。

1.1 試飛數據

某飛機L形空速管和多功能探頭均配置兩個，左右對稱分布于機頭兩側，每個傳感器各提供一路動、靜壓。為進行誤差分析，截取某飛機以往試飛數據中的機頭空速管、L形空速管及多功能探頭的總、靜壓信號曲線分別如圖1、圖2所示。

圖1 各傳感器總壓比較

圖2 各傳感器靜壓比較

從試飛數據可以看出：多功能探頭與機頭空速管、L形空速管的總壓一致性較好，可認為精度滿足要求；多功能探頭比機頭空速管、L形空速管靜壓值小，差異最大時接近8kPa；同時還存在較大正向跳變，最大幅值接近8kPa。

由于機頭空速管和L形空速管已經過校準，精度滿足要求，因此，可認為多功能探頭總壓接近真實值，而動壓比真實值小，在差異最大時小8kPa。

1.2 表決值誤差

為分析多功能探頭信號誤差對飛控系統的影響，需明確動靜壓信號的使用方式。

在采集多余度信號進行輸出時，為得出安全的輸出信號，飛控系統將對信號進行余度管理監控和表決[2]。某飛機飛控系統對動、靜壓信號表決邏輯為：將四余度信號按大小排序，求出它們之間的差值，若差值小于監控門限(靜壓為8kPa)則信號有效，大于則在經過相應的監控時延后判為無效：

1）四余度均有效時，取中間兩值的平均值；

2）三余度有效時，取中間值；

3）兩余度有效時，取兩值的平均值；

4）單余度有效時，取該值；

5）2：2或1：1：1：1時，取中間兩值的平均值。

從試飛數據可以看出，多功能探頭靜壓值偏小，差異最大時小8kPa，未超過靜壓監控門限，根據飛控系統余度管理邏輯，靜壓表決值與L形壓力受感器靜壓的中值，即誤差最大時較真實靜壓小4kPa；而多功能探頭總壓接近真實值，減去靜壓后為動壓，即此時動壓大4kPa。

2 誤差影響分析

在明確動靜壓最大誤差后，通過對飛行品質及穩定裕度進行仿真計算，分析其對飛控系統的影響。考慮到動靜壓信號表決值誤差主要影響飛機縱向飛行品質，現對涉及到的縱向阻尼比、操縱期望參數、穩定儲備等參數及時域響應特性進行評估。

2.1 計算模型

以配平飛行狀態作為研究的基準狀態并計算飛機縱向大導數，建立小擾動模型，由于計算方式為定高定速，故縱向二自由度小擾動方程描述如下：

其中A、B、C、D分別為：

以飛機線性小擾動方程求出飛機縱向狀態空間矩陣A，求A陣的特征根，則得到飛機縱向模態。

通常情況下，飛機縱向特征方程具有一對大的共軛復根和一對小的共軛復根（或兩個小的實根），短周期模態特性主要受大的共軛復根影響，因此可以根據大的共軛復根計算飛機的縱向模態特性。

縱向模態特性近似計算公式：

國內某技術標準185-1986規定，操縱期望參數標準1在0.28～3.6之間，標準2在0.16～0.28以及3.6～10之間，標準3在0.16～0.28之間。短周期阻尼比ξ應在表1所示范圍內。

表1 國內某技術標準185-1986短周期阻尼比標準

國內某技術標準2191-1994規定，在飛機可用包線范圍內，相位裕度不小于45°，幅值裕度不小于6dB。

2.2 誤差影響分析

針對飛控系統動靜壓表決值較真實靜壓小4kPa，動壓大4kPa的誤差狀態，進行短周期模態特性、穩定儲備及時域仿真計算分析，短周期模態特性計算見表2，穩定儲備結果見表3，典型時域仿真結果見圖3。

2.3 分析結論

從以上分析結果可以得出：

表2 縱向短周期模態特性對比

表3 穩定儲備結果對比

圖3 時域響應曲線對比

1）正常狀態縱向短周期模態特性均滿足國內某技術標準185-1986標準1要求，誤差狀態大部分狀態點僅滿足標準2、標準3要求，飛行品質降級；

2）誤差狀態與正常狀態相比，阻尼明顯降低，階躍過程中飛機縱向反應有明顯超調和震蕩現象，超出操縱預期；

3）誤差狀態較正常狀態穩定儲備大都降低，個別狀態點甚至不滿足國內某技術標準2191-1994的要求。

由此可見，多功能探頭靜壓誤差將影響飛控系統的性能，導致飛行品質降級，系統穩定儲備降低。

3 處理方式

某飛機使用的多功能探頭由壓力受感器和壓力解算器組成，其中壓力受感器為空速管和風標的組合，壓力解算器將空速管感受迎風的氣流解算出總壓，將風標上的氣孔感受的氣流解算出靜壓。在未加入修正公式時，由于安裝誤差，傳感器本身解算問題等造成傳感器與真實氣壓值存在偏移；而由于風標上的小孔位置進行了下凹處理，在經過濕冷空氣時，容易被水汽附著，凝成水滴，覆蓋進氣的小孔，造成靜壓產生較大的跳變誤差。

由此可見，要減小多功能探頭動靜壓信號誤差，必須進行數據校準及風標形面處理，這意味著巨大的工作量與時間成本。在未進行這些工作時，為使飛控系統仍有足夠余度及精度的動靜壓信號可用，可對信號的使用方式進行更改。

3.1 更改內容

從試飛數據可以看出，多功能探頭總壓精度滿足要求，可以使用，則動靜壓信號的使用方式進行如下更改：將左、右L形空速管的靜壓信號各分出一路給左、右多功能探頭用于解算；取消左、右多功能探頭到飛控計算機的靜壓信號。

更改后，左/右多功能探頭使用左/右L形空速管傳輸的靜壓信號與本身感受的總壓信號，解算出兩余度動、靜壓信號，發送給飛控計算機。L形空速管同樣解算出兩余度動、靜壓信號發送給飛控計算機。

3.2 更改后信號精度

L形空速管總、靜壓信號均已經過校準，精度滿足要求，而從試飛數據可看出，多功能探頭總壓信號也滿足要求。因此更改后傳感器提供的四余度動、靜壓精度均滿足要求，可供飛控系統直接使用。

3.3 任務可靠性計算

在動靜壓信號使用方式更改后，多功能探頭與L形空速管共用了靜壓信號，在后者靜壓故障時，前者也將失效，因此飛控系統任務可靠性較更改前勢必有所降低。國內外戰斗機因飛控系統故障導致任務失效的概率指標為不大于1×10-5，為確保更改后系統可靠性仍滿足指標要求，需進行任務可靠性計算。

3.3.1 計算模型

在多余度飛控系統任務可靠性計算時，一般將提供每個余度信號的傳感器或其他部件建立表決模型（r/n（G）模型），然后將各個模型進行串聯，求出整個系統的可靠性。由此可見，對系統任務可靠性影響最大的必然是可靠性最低的模型，而可靠性相對較高的模型影響較小。

為便于分析，本文僅進行大氣數據傳感器的任務可靠性計算，在其失效率的數量級足夠小時，便可認為不影響整個飛控系統的可靠性。更改前后任務可靠性模型見圖4，計算公式如下：

其中λ為部件失效率，MTBF為部件平均故障間隔時間，R為部件可靠性，t為系統工作時間，Rs(t)為模型可靠性，n為系統部件數，r為表決數。

圖4 更改前后任務可靠性模型

3.3.2 計算結果

查閱相關資料，多功能探頭MTBF為4000小時，L形空速管為1000小時。假設系統工作時間為1小時，對更改前后大氣數據傳感器的任務可靠性進行計算。

經計算，更改前大氣數據傳感器任務失效率為6×10-10，更改后為5×10-9，數量級仍然遠小于10-5，可認為基本不影響系統整體可靠性。因此，更改后系統任務可靠性有所降低，但仍滿足指標要求。

4 結語

本文針對多功能探頭傳感器精度不足而導致飛控系統動靜壓信號誤差較大的問題，結合余度管理邏輯，進行仿真分析，明確了誤差對飛控系統的影響，最后提出了將L形空速管靜壓信號提供給多功能探頭解算的方法，并進行了任務可靠性計算，解決了動靜壓誤差較大問題，保證了飛機飛行品質及飛控系統的可靠性。

在需使用新的空速管未校準的空速管時，可參考本文的方法進行對飛控系統的影響分析，并在必要時選擇使用其較準確的信號。

[1]宋翔貴，等.電傳飛行控制系統.北京：國防工業出版社，2003.

[2]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊第12冊·飛行控制系統和液壓系統設計.北京：航空工業出版社，2013.

>>>作者簡介

張歡，男，1988年出生，2010年畢業于南京航空航天大學，工程師，現從事飛行控制系統總體設計工作。

Analysis and Treatment on Static and Pitot Signal Error Effecting FCS

Zhang Huan,Zou Junjun,Rao Mingbo,Zeng Xing,Huang Yongqiang,Yang Zhensheng
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Static and pitot signals from multifunctional probe on an aircraft which are not calibrated have greater errors.After confirming the applicable signals used by FCS is error with consideration on redundancy management logics,this paper depicts the simulation analysis on longitudinal system damping ratio,desired control parameters,stability reserve and time domain response characteristic,further clarifies that the error has effects on the flight quality and stability reserve and provides the resolutions in the final.

FCS;Static and pitot signal;Error analysis

2016-07-02）