某型飛機模型飛行試驗地面滑跑控制研究

劉進, 葉德章, 方桂才, 賈濤

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

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某型飛機模型飛行試驗地面滑跑控制研究

劉進, 葉德章, 方桂才, 賈濤

(中國空氣動力研究與發展中心 計算空氣動力學研究所, 四川 綿陽 621000)

地面滑跑糾偏的目標是控制飛機沿跑道中心滑行,避免因發動機安裝偏差、側風擾動、跑道不平、飛機結構不對稱等非理想特性,出現飛機滑出跑道的情況。首先建立飛機地面滑行動力學方程,并分析三輪、兩輪滑跑階段的受力情況,在此基礎上設計了副翼、方向舵與前輪聯動的控制策略。在Simulink平臺上搭建飛機的地面滑跑全量非線性模型,仿真驗證了糾偏控制律結構和邏輯的正確性。試驗結果表明,滑跑糾偏控制系統空地狀態切換平穩,在低速和高速階段均具有良好的控制效果。

模型飛行試驗; 地面滑跑; 動力學模型; 控制糾偏

0 引言

模型飛行試驗作為氣動力研究的三大手段之一,在軍事和民用方面都發揮著重要作用,具有廣闊的發展前景,其中輪式滑跑是常用的起飛、著陸方式[1]。

空中飛行階段的飛機動力學模型已建立了完善的理論體系,很多文獻進行了較為細致的描述。對于地面滑跑階段,機體運動受到地面約束、地面效應和起落架影響,涉及大范圍非線性、非定常強耦合問題,與空中飛行相比具有不同的動力學和運動學特性,因而控制較為復雜和困難[2-10]。但是飛機的起飛和著陸,尤其是著陸階段通常是事故頻發環節,據統計,大部分的飛機失事均發生在著陸過程中[4-6]。因此,起飛和著陸是飛行的復雜階段,同樣也是模型飛行試驗的關鍵技術之一,地面滑跑控制律的設計顯得尤為重要。

本文的被控對象為前三點式起落架布局,操縱前輪進行轉向,單發動機,氣動操縱面有:升降舵、副翼、阻力型方向舵。建立了試驗模型滑跑階段橫航向的動力學和運動學模型,在此基礎上進行了控制律設計,并最終開展了飛行試驗驗證。

1 飛機滑行動力學方程

飛機的地面滑行階段受力復雜,為一個多輸入多輸出系統[7]。起飛階段涉及到的控制量包含:轉向前輪、氣動操縱面、發動機油門等;著陸階段涉及到的控制量為:轉向前輪、主輪剎車、氣動操縱面等。通過合理的分配規律,產生合適的力與力矩,保證試驗模型貼緊地面平穩滑跑,避免橫側向偏離,且使地面與空中模態之間互相銜接和平滑過渡。

為計算方便,統一選用機體坐標系Sb-Oxyz為參考坐標系,并建立試驗模型的運動方程。

試驗模型質心的線運動方程為:

(1)

式中:v=[u,v,w]T為飛機在機體軸上的運動速度分量;F=[Fx,Fy,Fz]T為飛機所受的合外力分量;θ,φ分別為俯仰角和滾轉角。

試驗模型為面對稱飛行器,機體關于Oxz平面對稱,繞各坐標軸轉動的角運動方程為:

(2)

式中:p,q,r為三軸角速度分量;M=[Mx,My,Mz]T為試驗模型所受外力的合力矩;Ix,Iy,Iz,Izx分別為慣性矩與慣性積。

2 滑跑受力分析

隨著飛機滑行速度的提高,地面滑跑分為三輪接地滑行與后輪接地兩輪滑行兩個階段,下面將分別討論。

2.1 三輪滑跑階段

三輪滑跑階段試驗模型所受外力較為復雜,忽略次要因素,主要有:機體重力、空氣動力、發動機推力、地面作用力(跑道對機輪的摩擦力與支反力),此外飛機還受到上述力所產生的力矩的影響。

(1)重力

由于試驗跑道有一定的坡度,試驗模型存在停機角,重力在機體坐標系中的分量為:

(3)

重力總是通過飛機重心的,不會產生重力力矩。因此重力對試驗模型質心的力矩為零。

(2)空氣動力

試驗模型的離地速度高達45 m/s,在滑跑過程中氣動現象明顯,將空氣動力轉換到機體坐標系中的分量為:

(4)

式中:D,C,L分別為氣動阻力、側力、升力;α,β分別為迎角、側滑角。為了準確地描述該階段飛機氣動特性,在計算氣動系數時,除了計算基本項,還要計入地面效應和起落架對氣動特性的影響。

試驗模型發動機關于機體對稱安裝(推力作用點在機體坐標系的坐標(lx,0,lz)),且安裝角為零,忽略轉子的影響,推力及其力矩在機體坐標系中可近似表達為:

(5)

(4)地面作用力

試驗模型在跑道上滑行時主要受到地面支反力和摩擦阻力的作用,當有橫向糾偏時還必須考慮側向力。

①地面支反力和摩擦力

本文忽略機輪彈性的影響,地面支反力P可由起落架支柱的壓縮量和壓縮速度來計算:

P=∑Pi=∑(ksilpi+kdivpi)

(6)

式中:lpi,vpi分別為起落架三個支柱各自的壓縮量與壓縮速度;ks,kd分別為起落架支柱的彈性系數和阻尼系數,其值由起落架靜態墜落試驗得到。

摩擦阻力Q由地面支反力P決定,存在如下關系:

Q=μP=∑μPi

(7)

式中：μ為摩擦系數，與跑道路況直接相關,本文根據試驗結果取值0.031。

(4)隨著混凝土強度等級的提高，可以提高短柱整體的承載力。在撓度0.25 mm內，承載力的提高幅度和斜率基本重合。混凝土強度等級較高時，在到達極限承載力之后會出現明顯的下降曲線，下降幅度大。混凝土強度等級較低時，下降段比較平緩，延性好。混凝土強度等級過高，柱的延性變差，易發生脆性破壞，因此，核心混凝土不宜選用高強混凝土。

②側向力

本文研究的起落架主輪無轉向功能,其在機體坐標系中的偏角恒定為零。將試驗模型地速vg在機體坐標系中各軸的分量記做vgx,vgy,vgz,左主輪的側偏角βml和右主輪的側偏角βmr如圖1所示,其表達式為:

(8)

前輪可繞起落架前支柱偏轉,前輪的側偏角為βn=θL-θn,可由運動學關系進一步求解:

(9)

式中:rw為機輪半徑;am為主輪到為試驗模型重心投影的縱向距離;bw為主輪距;θL為主輪的偏轉角;θn為前輪速度方向與機體x軸的夾角;an為前輪到試驗模型重心投影的距離。

圖1 三輪滑跑受力示意圖Fig.1 Schematic diagram of stress during three-wheel taxiing

當β較小時(β<5°),側向力F與側偏角β存在著線性關系[7],則側向力可近似表示為:

Fn=Kββn,Fml=Kββml,Fmr=Kββmr

(10)

式中:Kβ為側向力系數,也稱側偏剛度。

2.2 兩輪滑跑階段

兩輪著地滑跑是銜接空中飛行與三輪滑跑的中間過渡狀態,持續時間短(通常小于2 s)。此時試驗模型僅后輪著地,前輪懸空無糾偏能力,只能靠方向舵控制,地面對試驗模型的作用力只作用在兩后主輪上,在滾轉通道上形成約束。

由于速度高,氣動力與力矩的影響增大,發動機推力、重力所引起的力和力矩則與三輪滑跑階段類似[6],如圖2所示,具體分析這里不再詳細描述。兩輪滑跑階段的模型求解中俯仰角θ不再等于停機角,q≠0,可令φ=0,p=0。

圖2 兩輪滑跑受力示意圖Fig.2 Schematic diagram of stress during two-wheel taxiing

3 糾偏控制律及控制策略設計

飛機在空中巡航飛行時,側向控制主要利用副翼效率高的特點,通過控制副翼產生滾轉來糾正偏航,方向舵自動消除側滑。地面滑跑的側向糾偏控制主要依靠前輪導向控制和方向舵控制聯動保持滑跑方向,副翼僅在高速狀態下來維持翼平。本文采用的地面滑跑糾偏控制律結構示意圖如圖3所示。

圖3 地面糾偏控制律結構示意圖Fig.3 Schematic diagram for ground deviation-correction control law

為保證滑跑時從低速到高速均有良好的糾偏效果,控制律參數隨動壓進行調參,當空速大于30 m/s時,前輪控制指令置零,僅靠方向舵糾偏。此外,考慮飛機硬件條件限制,對方向舵控制指令和前輪導向控制指令的偏轉角度與角速度轉向速度進行了限制,方向舵的偏轉范圍為±30°,偏轉角速度小于150 (°)/s,前輪的偏轉范圍為±10°,偏轉角速度小于10 (°)/s。在整個控制系統中,將人的優先級設置為最高,當飛行操縱手發現異常情況時,可隨時將自主指令斷開,進行應急處置。

4 仿真分析

4.1 系統建模

為驗證控制律結構的正確性,在Simulink平臺上建立了仿真環境,描述飛機滑跑過程,如圖4所示。

仿真時預留有遙控器接口,飛機的實時姿態在三維視景中顯示,可將飛行操縱手的視覺感受與操作輸出連接到仿真回路,實現“人在回路”仿真。

圖4 系統仿真示意圖Fig.4 Schematic diagram of system simulation

4.2 仿真驗證

試驗模型的結構參數為:bw=0.98 m;an=0.86 m;am=0.11 m;rw=0.07 m;停機角θs=2.60°;前后輪摩擦力對重心的傳動力臂長度Zf=0.43 m;設初始偏差dY0=10 m。滑跑糾偏控制仿真結果如圖5所示,其中θL為前輪偏角,drud為方向舵控制量,dY為側偏距,dψ為航向偏差。

仿真結果表明,滑跑糾偏控制律能操縱前輪和方向舵偏轉,消除側偏,保持正確的滑跑航向,在受到階躍干擾時,整個控制過程平穩,無超調、振蕩現象。

圖5 滑跑糾偏控制仿真結果Fig.5 Simulation results of ground taxiing control

5 飛行試驗驗證

基于設計的滑跑糾偏控制系統,完成了某型戰機縮比模型的帶動力自主起飛/降落試驗科目,起飛和著陸階段滑跑糾偏效果如圖6所示。

飛行試驗時跑道上有6 m/s以上的側風,飛機于40 m/s時離地,地面滑行階段的最大側偏距為3 m;飛機接地滑行后,最大側偏距為2 m。滑跑糾偏控制系統空地狀態切換平穩,在低速和高速階段均具有良好的控制效果。

圖6 飛行試驗滑跑糾偏控制結果Fig.6 Flight test results for deviation-correction in ground taxiing

6 結束語

本文對某型飛機模型飛行試驗地面滑跑糾偏進行了系統研究,分析了試驗模型在三輪滑跑和兩輪滑跑階段受力情況,并在此基礎上設計了副翼、方向舵與前輪聯動的控制策略。仿真與試驗結果表明,該控制系統能兼顧低速和高速滑跑糾偏效果,魯棒性好,能克服跑道不平、飛機結構不對稱、外界風干擾、發動機推力不對稱等因素,保證試驗模型在地面滑跑時沿跑道中心線滑跑。

[1] 張守言,惠宇昕,蔡金獅,等.模型飛行試驗[M].北京:國防工業出版社,2002.

[2] 李峰,曹云峰,曹美文.某型無人機著陸過程中地面滑行段的建模與仿真[J].指揮控制與仿真，2006, 28(2):91-94.

[3] Lungu M.The influence of the wind shears and sensor errors upon aircrafts landing process[J].Wseas Transactions on Advances in Engineering Education,2010,7(12):381-392.

[4] 邱東海,馬伍元,段鎮,等.無人機地面操縱轉彎特性分析與計算研究[J].飛行力學,2015,33(4):310-314.

[5] 賀成龍,陳欣,李春濤.無人機地面滑行自主起飛的建模與控制[J].航空學報,2008,29(S1):215-217.

[6] 李峰.某型號無人機起飛、著陸仿真系統研究[D].南京:南京航空航天大學,2006.

[7] 王孝英,諸德培.飛機操縱前輪轉彎運動的數學模型及數值計算[J].應用力學學報,1997,14(4):46-50.

[8] 郝現偉,楊業,賈志強,等.無人機著陸滑跑數學模型與糾偏控制[J].電機與控制學報,2014, 18(5):85-91.

[9] 董健康,王潔寧,王安國,等.飛機推出和跑道掉頭滑行行為計算方法[J].航空學報,2012,33(12):2183-2191.

[10] 錢小妹.飛機操縱前輪轉彎特性仿真研究[D].南京:南京航空航天大學,2008.

(編輯：方春玲)

Research on ground taxiing of an aircraft model fight test

LIU Jin, YE De-zhang, FANG Gui-cai, JIA Tao

(Computational Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

Many factors can result in the deviation of aircraft during the ground taxiing, such as the engine mounting deviation, crosswind disturbance, roughness of runway, structural asymmetry,etc. The purpose of offset-correction control is to keep the aircraft taxiing along the runway center. Firstly, the ground dynamic equation is given, and then stress analysis are studied both in three-wheel taxiing phase and two-wheel taxiing phase. Secondly, a combined-control method using aileron, front-wheel and rudder is designed based on the previous theoretical analysis. Finally, the ground taxiing nonlinear model is established in the environment of Simulink, and the simulation is conducted to validate the control strategy. The flight test results have indicated that switching process of ground-air modes is smooth, and the deviation-correction control system has good performance at both low speed and high speed taxiing course.

model fight test; ground taxiing; dynamic model; deviation-correction control

2016-04-07;

2016-09-05;

時間:2016-09-22 14:55

國家973計劃資助項目(613221)

劉進(1984-)，男，四川仁壽人，博士，研究方向為飛行控制系統設計。

V249.1

A

1002-0853(2016)06-0086-04