電傳飛行控制系統法向過載傳感器補償方法研究

肖成方，陳林，李玉飛，涂慧玲，鞏立艷

（航空工業洪都，江西 南昌 330024)

電傳飛行控制系統法向過載傳感器補償方法研究

肖成方，陳林，李玉飛，涂慧玲，鞏立艷

（航空工業洪都，江西 南昌 330024)

現代戰機普遍采用數字電傳飛行控制系統進行增穩和控制。法向過載是飛控系統的重要反饋。受重力影響，法向過載傳感器的測量值會隨飛機姿態變化，給飛機的配平和操縱帶來困難。本文以某型電傳飛機為例，利用飛機姿態信息對法向過載傳感器測量值進行補償，并通過仿真驗證其效果。

電傳飛行控制系統；法向過載傳感器；姿態；補償

0 引言

現代高性能戰機普遍采用數字電傳飛行控制系統進行增穩和控制。法向過載傳感器作為飛控系統的主要傳感器之一，為系統提供法向過載反饋，以實現控制增穩、邊界限制等功能。

法向過載傳感器在工作時不僅能測出由飛機運動產生的法向過載，還可測出重力加速度在傳感器測量軸上的分量，且該分量會隨飛機姿態而變化。這在飛行過程中，特別是在俯仰角較大的情況下，會給飛機的配平和操縱帶來問題。

1 原理分析

飛機重心處的法向過載為：

若法向過載傳感器的敏感軸在機體對稱面內，與機體yt軸平行，則傳感器處的法向過載為：

式中：ωy為偏航角速率；為俯仰角加速度；lxs為傳感器位置在機體坐標系xt軸上的坐標；lys為傳感器位置在機體坐標系yt軸上的坐標。

從公式可以看出，重心處的法向過載Nyg與飛機運動狀態和姿態有關，法向過載傳感器的測量值Nys還與傳感器安裝位置有關。當飛機處于定常直線飛行狀態時，所以，此時法向過載傳感器的測量值Nys=Nyg=cos?cosγ。

電傳飛行控制系統的縱向控制律通常采用指令法向過載的控制方式，典型縱向控制律的結構簡圖如圖1所示。

圖1中：Dz為縱向桿位移；Dzcmd為縱向桿指令；Nys為法向過載傳感器的反饋信號；Alpha為迎角傳感器的反饋信號；Wz為俯仰角速率傳感器的反饋信號；Dertz為平尾偏度。

在縱向控制律中通常會將法向過載傳感器的測量值減去1，即令圖1中的Ny0=1，將Nys-Ny0的值作為反饋信號，以消除重力對法向過載傳感器測量的影響。在理想情況下，若飛行員不進行操縱，縱向桿指令Dzcmd=0，此時若Nys-Ny0=Dzcmd=0，反饋與指令相等，飛機縱向就能保持定常飛行。但從公式可以看出，當飛機處于定常直線飛行狀態時，法向過載傳感器的測量值Nys=Nyg=cos?cosγ，只要飛機的俯仰角或滾轉角不為0°，就會出現Nys-Ny0≠Dzcmd的情況，反饋與指令不相等，飛機縱向就會出現非指令性運動，需要飛行員動桿操縱才能維持定常飛行狀態，無法自動配平。

2 解決方法

由于飛機進行定常直線飛行時，法向過載傳感器的測量值Nys=cos?cosγ，所以最好的方法是根據飛機姿態進行補償，令Ny0=cos?cosγ，則無論飛機是在平飛、爬升還是下降，都能實現Nys-Ny0=Dzcmd= 0，飛機就可以自動配平。

選取某型電傳飛機進行六自由度仿真，初始狀態為在高度5km、速度0.6M水平直線飛行，分別通過拉桿和推桿操縱使飛機進入爬升和俯沖狀態，以檢查飛控系統在不同俯仰姿態下的自動配平效果。

從圖2和圖3可以看出，如果不根據飛機姿態對法向過載傳感器進行補償，當飛機進入爬升或俯沖狀態后，即使飛行員不進行操縱，飛機也會自動抬頭，在根據姿態進行補償后，飛機在進行爬升或俯沖時俯仰姿態能保持穩定。

選取與上文相同的飛機和初始狀態進行六自由度仿真，分別進行拉桿和壓桿操縱，對比姿態補償一直接通和在動桿時切斷姿態補償的效果。

從圖4可以看出，在縱向機動中，當俯仰角γ≠0°時，Ny0=cos?cosγ＜1，如果姿態補償一直接通，反饋信號Nys-Ny0＞Nys-1，會使飛機達到的法向過載減小，影響飛機機動性。從圖5可以看出，在橫向機動中，如果姿態補償一直接通，會使飛機俯仰角、迎角、航跡角、俯仰角速率和法向過載的變化量更大，因此，應在動桿操縱時切斷姿態補償。

選取與上文相同的飛機和初始狀態進行六自由度仿真，通過壓桿操縱使飛機進入帶滾轉角的傾斜狀態，以對比飛控系統在根據俯仰角和滾轉角進行補償（Ny0=cos?cosγ）和僅根據俯仰角進行補償（Ny0=cos?）的效果。

從圖6可以看出，在橫向機動中，當滾轉角γ≠0°時，cosγ＜1，cos?cosγ＜cos?，如果僅根據俯仰角進行補償，反饋信號Nys-cos?＜Nys-cos?cosγ，會使平尾后緣上偏的角度更大，滾轉中飛機俯仰角、迎角、航跡角和法向過載的變化量更小，因此應該令Ny0= cos?，僅根據俯仰角進行補償。

3 工程實現需考慮的問題

電傳飛行控制系統在飛控計算機、傳感器和電源等部分都會采用多余度配置和余度管理技術以達到足夠高的可靠性，而飛機姿態信號一般來源于航電系統中的慣性導航系統，可靠性較低，如果將姿態信號直接接入飛控系統，會降低整個飛控系統的可靠性，因此，如果要使用姿態信號對法向過載傳感器進行補償，航電系統應與飛控系統進行綜合設計，采用余度管理等方法使其具有與飛控系統同樣高的可靠性，或在飛控系統中自帶高可靠性的姿態傳感器。

另一個問題是通過何種方法來判斷飛行員是否動桿，如果飛控系統接收的桿信號是桿力，可直接通過桿力來判斷，如果接收的桿信號是桿位移，則駕駛桿在松桿后應能回到固定的中立位置，通過桿位移來進行判斷，如果駕駛桿不能在松桿后回到固定的中立位置，例如對于采用機械配平系統的駕駛桿，就需要加裝額外的力傳感器，通過桿力來判斷。

4 結語

根據飛機姿態對法向過載傳感器的測量值進行補償，可以有效實現不同狀態下的自動配平，并且能大幅減少飛行中所需的配平操作，減輕飛行員操縱負擔，目前該方法已在世界很多先進戰機上采用。

[1]顧誦芬,等.飛機飛行品質計算手冊.中華人民共和國航空工業部,1983.

[2]肖業倫.飛行器運動方程.北京:北京航空學院, 1987,1.

>>>作者簡介

肖成方，男，1983年出生，2007年畢業于西北工業大學，工程師，主要研究領域為電傳飛行控制系統，飛行控制律設計。

Research on the Compensation Method of Normal Accelerometers for Fly-by-wire Flight Control Systems

Xiao Chengfang，Chen Lin，Li Yufei，Tu Huiling，Gong Liyan
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Digital fly-by-wire flight control system is widely used on modern fighters for stability augmentation and control.Normal G-load is an important feedback of the flight control system.Affected by gravity,the measured values of normal accelerometer will change with aircraft attitude,which will bring difficulties to aircraft trimming and handling.In this paper we chose a fly-by-wire aircraft as an example,compensate the measured values of normal accelerometers by using aircraft attitude information,and verify its effect via simulation.

Fly-by-wire flight control system;Normal accelerometer;Attitude;Compensation

2017-03-11）