某操縱系統(tǒng)致命誘發(fā)振蕩問題的解決

張曉光，劉麗慧

（航空工業(yè)沈飛集團公司，遼寧沈陽110850）

現(xiàn)代飛行器的電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計具有重量輕、操縱性能好等諸多的優(yōu)點，可為本來不穩(wěn)定的飛行器提供預(yù)期的人工穩(wěn)定性。但是，在消除系統(tǒng)設(shè)計不穩(wěn)定因素并提高操縱性能時往往低估了電傳操縱系統(tǒng)帶來的副作用，如飛行器的誘發(fā)振蕩，該隱患不是在設(shè)計時能理想化消除的，必須經(jīng)過大量的實驗及空中試飛才可以真正找出隱患所在并加以解決。

誘發(fā)振蕩是近年來采用電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計而普遍關(guān)注的問題，試飛員的操縱過猛，加上系統(tǒng)的增益過高，容易導(dǎo)致操縱面或偏轉(zhuǎn)速率達到極限，這種飽和現(xiàn)象會引起控制滯后變大，從而造成飛行器不穩(wěn)定，當(dāng)試飛員不能有效地采取措施來抑制這種振蕩現(xiàn)象時就會導(dǎo)致不可想象的誘發(fā)振蕩事故。

1 現(xiàn)象及機理分析

1.1 現(xiàn)象描述

某飛行器空中大角度試飛操縱，左壓駕駛桿到極限位置時，左/右側(cè)襟副翼舵面出現(xiàn)較明顯的、持續(xù)抖動，促使飛行器誘發(fā)振蕩，試飛員改平后飛行器穩(wěn)定振蕩現(xiàn)象消失。飛行器落地后地面模擬左壓駕駛桿到極限位置時，左/右側(cè)襟副翼舵面出現(xiàn)較明顯抖動，駕駛桿至其他位置時不存在襟副翼抖動現(xiàn)象。

1.2 機理分析

某電傳操縱系統(tǒng)為數(shù)字式全權(quán)限三軸四余度設(shè)計，取消了機械連桿操縱部分，系統(tǒng)設(shè)計有應(yīng)急模式，當(dāng)故障時由應(yīng)急模式參與飛行器操縱控制。橫向設(shè)計機理邏輯圖如圖1所示。

圖1 橫向通道工作邏輯圖

經(jīng)上圖分析可知，襟副翼通道工作邏輯是：首先電傳計算機模塊采集各傳感器的輸入，信號經(jīng)多路采集后進行限幅處理及AD轉(zhuǎn)換，伺服模塊將各信號處理后形成舵面工作的伺服指令輸出，舵面執(zhí)行機構(gòu)按不同的偏轉(zhuǎn)指令偏轉(zhuǎn)至期望位置，各反饋傳感器將實際位置反饋給計算機最終形成閉環(huán)控制[1]。

1.3 數(shù)據(jù)采集分析

地面監(jiān)控左壓駕駛桿到極限位置時，通過測試設(shè)備采集發(fā)現(xiàn)，當(dāng)橫向桿位移傳感器輸入信號經(jīng)處理為直流輸出并達到12.8 V及其以上時，襟副翼差動指令存在峰值約0.4 V的跳變，其他信號無明顯跳變。

正常情況下AD采集數(shù)據(jù)波形與異常情況數(shù)據(jù)波形對比如圖2、圖3所示。

圖2 正常波形

圖3 異常輸入波形

2 原因定位

經(jīng)測試，正常情況下AD轉(zhuǎn)換器輸入端波形如圖2，當(dāng)橫向桿位移傳感器輸入信號經(jīng)處理為直流輸出并達到12.8V及其以上時，波形如圖3所示。此時，測試設(shè)備監(jiān)控其他傳感器采集不存在波動現(xiàn)象，且橫向桿位移傳感器輸出信號不存在任何紋波。這表明經(jīng)計算機處理的襟副翼偏轉(zhuǎn)的橫向桿位移指令存在波動，從而導(dǎo)致舵面抖動。

2.1 板卡測試結(jié)果

計算機內(nèi)板卡組成包括：模擬信號輸入處理線路、跟隨電路、多路采集開關(guān)、采樣保持、AD輸入限幅電路、AD采集電路。

針對板卡的內(nèi)部組成列出故障排除故障樹如圖4所示。

圖4 故障樹

經(jīng)測試驗證板卡輸入信號限幅電路在輸入電壓大于10 V時正向二極管會產(chǎn)生紋波，引起該紋波的原因為電路中二極管導(dǎo)通帶來的附加相移，從而使得大于10 V時信號發(fā)生自激振蕩。

2.2 運放產(chǎn)生自激的原理

反饋放大電路閉環(huán)放大倍數(shù)（增益）的一般表達式為：

A˙為開環(huán)放大倍數(shù)；F˙為反饋系數(shù)。從上式可知：當(dāng) 1+F˙A˙接近 0 時，A˙f= ∞. 這說明即使無信號輸入，也有輸出波形，這就產(chǎn)生了自激振蕩。

放大電路的放大倍數(shù)和相位偏移隨頻率而變化。當(dāng)頻率變高或變低時，輸出信號和反饋信號將產(chǎn)生附加相移。若附加相移達到±（2n+1）π，則反饋信號與輸入信號同相，負反饋電路變成正反饋，反饋信號加強。當(dāng)反饋信號大于凈輸入信號時，即使去掉輸入信號也有信號輸出，產(chǎn)生了自激振蕩，即

在｜A˙F˙｜＞1 時，更加容易產(chǎn)生自激振蕩。如自激條件中任意一條不成立，自激就不會產(chǎn)生[2]。

2.3 故障定位

在模擬信號輸入處理線路信號≥10 V時，輸入信號限幅電路的正向二極管導(dǎo)通。此時，+10 V跟隨電路的負載特性發(fā)生變化，由于發(fā)生變化負載的附加相移影響，致使反饋信號與輸入信號同相，從而滿足了產(chǎn)生自激振蕩的條件ΔφA+ΔφF=±（2n+1）π.

綜合以上分析，因自激產(chǎn)生條件全部滿足，故引起了+10 V跟隨電路中運算放大器的自激振蕩。

3 采取措施

自激振蕩是運算放大器電路設(shè)計中的一種較難避免現(xiàn)象，由于采用集中參數(shù)模型，自激振蕩尚不能通過仿真的手段驗證。自激振蕩一旦產(chǎn)生表明該電路符合引起自激產(chǎn)生的條件，自激電路不是設(shè)計特性，只能從后期測試試驗中發(fā)現(xiàn)。自激振蕩普遍采用的消振方法為相位補償法，即通過外加一些元件來校正放大器的開環(huán)頻率特性，破環(huán)自激振蕩條件，以保證閉環(huán)穩(wěn)定工作。

由運放電路可知，在輸入信號限幅電路正向二極管中串聯(lián)電阻，使跟隨電路變?yōu)椴罘蛛娐?，并改變負反饋放大電路的反饋系?shù)

使｜A˙F˙｜=1.41 × 0.5=0.705 ＜ 1，能有效地抑制自激振蕩的產(chǎn)生，從而消除信號的波動[3]。

4 試驗驗證

經(jīng)驗證在貫徹更改措施的輸入信號限幅電路正向二極管導(dǎo)通的情況下觀測其波形，結(jié)果均如圖2所示的正常信號輸出波形，實際監(jiān)控AD采集讀數(shù)不再發(fā)生跳變。

5 結(jié)束語

引起該襟副翼舵面抖動的原因是由于計算機內(nèi)板卡電路中跟隨器運放自激振蕩引起的模擬輸入信號跳變所致。在板卡的硬件限幅電路上由于容性負載帶來的附加相移作用使得負反饋變?yōu)檎答?，從而?dǎo)致運放發(fā)生自激振蕩。通過將跟隨電路改為差動放大電路，可有效地避免引發(fā)自激振蕩產(chǎn)生的條件，最終故障得以徹底消除。

誘發(fā)振蕩對飛行器操縱是有致命影響的，甚至是飛行事故在國內(nèi)外也是有例可查的。通過對該故障的分析，說明誘發(fā)振蕩現(xiàn)象只有在特定的條件下才會出現(xiàn)，所以在今后電傳系統(tǒng)試驗及驗證上要充分考慮采取有效的措施避免該問題的發(fā)生，同時適當(dāng)增加試飛驗證，并制定有效的措施抑制誘發(fā)振蕩。

[l]宋翔貴，張新國.電傳飛行控制系統(tǒng)[M].北京：國防工業(yè)出版社,2003.

[2]吳文海.飛行綜合控制系統(tǒng)[M].北京：航空工業(yè)出版社,2007.

[3]張德發(fā)，葉勝利.飛行控制系統(tǒng)的地面與飛行試驗[M]北京：國防工業(yè)出版社，2003.