民用飞机气动伺服弹性稳定性分析研究

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【摘 要】本文以采用电传控制的民用飞机为背景，阐述了民用飞机气动伺服弹性稳定性分析的背景和必要性。在此基础上，介绍了气动伺服弹性稳定性分析状态点的选取、分析模型的搭建，对影响气动伺服弹性稳定性的因素进行严酷性分析，并结合气动伺服弹性稳定性设计要求，给出气动伺服弹性稳定性优化设计方案，完成气动伺服弹性稳定性优化设计与评估。气动伺服弹性稳定性分析的方法，可应用于电传民用飞机的设计、验证。

【关键词】气动伺服弹性稳定性；结构陷波器；滤波器；稳定裕度

【Abstract】Based on a certain civil aircraft which adopts fly-by-wire control，the background and the necessity of aero servo elasticity stability analysis are depicted.On the basis of these，the selection of analysis state points and the construction of aero servo elasticity stability analysis model are introduced.The inclemency of factors which affect the aero servo elasticity stability is analyzed.Integrated with the aero servo elasticity stability design requirement，the design scheme is presented，the optimal design and evaluation of aero servo elasticity stability are accomplished.The aero servo elasticity stability analysis method can be used in fly-by-wire civil aircraft design and validation.

【Key words】Aero servo elasticity stability；Notch filter；Filter；Stability margin

0 引言

随着航空科技的发展，运输类飞机越来越多地采用电传飞控技术，通过反馈速率、过载等信号实现增稳控制，反馈回路的引入改善了系统的模态特性，改善了飞机的整体性能，提高了飞机的安全性水平，在一定程度上减轻了飞行员的工作负荷。闭环控制带来优势的同时，反馈回路的引入带来结构模态响应的信号，易与控制律回路产生耦合振荡，因此，需要对控制回路的气动伺服弹性（ASE，Aero Servo Elasticity）稳定性进行分析，保证飞行安全。本文以某型民用飞机航向反馈回路ASE稳定性分析为例，给出ASE稳定性分析和迭代优化设计流程与方案，并对迭代优化设计结果进行评估。

1 ASE稳定性分析背景

当飞机受到大气扰动或飞行员操纵飞机运动后，反馈回路中的传感器将含有结构模态响应的信号传输给控制律，经控制律计算后，通过作动器驱动飞机运动，改变飞机的响应。

闭环控制飞机结构图如图1所示。

采用闭环控制的飞机，反馈回路如果设计不当，产生的耦合振荡将导致严重的后果，例如：飞机响应发散失控、飞机结构损坏等。因此，通常在控制律中设计有专门的滤波环节，防止控制律与飞机之间出现不利的耦合[1]。在完成控制律回路中滤波器的设计后，需要对ASE稳定性进行评估，以评定结构模态滤波器的设计。

飞机设计是不断迭代更新的过程，完成滤波器设计后，后期当飞机状态（如飞机减重）、控制律设计输入（如气动数据）发生变化和更新时，需评估变化和更新造成的影响，对前期设计的滤波器、飞机的ASE稳定性进行检查，针对不满足设计要求的情况制定迭代优化设计方案、进行迭代优化设计，确保飞机满足操纵性和稳定性设计要求，防止飞机和操纵面产生弹性耦合振荡运动，保证飞机安全。

1.1 控制律概况

某型飞机航向控制律使用来自惯性基准系统（IRS，Inertial Reference System）的偏航角速率信号构成反馈用于改善荷兰滚模态特性，由于来自IRS的偏航信号中含有飞机结构模态响应信号，因此，需对方向舵到偏航角速率回路进行结构滤波设计。

1.2 滤波器形式

航向反馈回路中偏航角速率信号滤波环节由结构陷波器和二阶低通滤波器这两种滤波器构成。

2 ASE稳定性设计要求

民用飞机ASE稳定性方面的要求如下：

为了解决可能出现的气动伺服弹性不稳定问题，应合理选择传感器的安装位置。另外还应在控制律回路中引入结构陷波器，使闭环回路在一阶模态以上l率满足至少9dB的幅值裕度要求[1]。

3 ASE稳定性分析与优化

3.1 ASE稳定性分析与优化流程

ASE稳定性分析与优化的流程如图3所示，当飞机状态（如飞机减重）、控制律设计输入（如气动数据）发生变化和更新时，需评估变化和更新造成的影响，评估是否存在ASE稳定性不符合设计要求的情况，如果存在，则需要选择分析状态点、搭建分析模型，并分析不同因素对ASE稳定性的影响，根据分析的结果，制定ASE稳定性优化设计方案，完成优化设计后，需要再次对照设计要求对ASE稳定性进行评估。

3.2 分析状态点选取

飞机ASE稳定性分析状态点的选取基机重量、重心、装载、动压和高度这五个参数，选取的状态点覆盖飞机临界飞行重量、重心，以检验所有影响飞机ASE稳定性的因素，在整个飞行包线范围内检验飞机的ASE稳定性。

3.3 分析模型

ASE稳定性测试在“飞机和控制系统”回路闭环的情况下进行，在作动器指令处断开，通过对反馈信号到舵面的开环传递函数稳定裕度的考察来分析飞机的ASE稳定性。航向控制律ASE稳定性分析模型结构图如图4所示，由作动器模型、飞机主舵面偏转引起的惯导处频率响应（FRF，Frequency response function）、IRS模型、滤波器、控制律、系统时延组成。

在分析时，考察结构陷波器设计的鲁棒性，对FRF数据分别进行提前0.5Hz、滞后0.5Hz处理，使用处理后的数据再次进行ASE稳定性分析，且仍需满足9db的幅值裕度要求。

3.4 优化方案

对先期设计的控制律反馈回路的ASE稳定性进行检查，发现当飞机状态（如飞机减重）、控制律设计输入（如气动数据）变化和更新后，某些状态点处闭环回路不能满足9dB的稳定裕度设计要求。根据ASE稳定性评估结果，对照设计要求，优化滤波器参数，使结构弹性振动幅值衰减到-9dB以下。

考虑到在结构模态耦合地面试验前，飞机的弹性模型仍存在较大的不确定性，如果通过改变结构陷波器参数来优化存在一定的技术风险。因此，本文优化的是二阶低通滤波器参数和控制律反馈增益。通过调整二阶低通滤波器频率将机体结构振动的频响幅值在设计频率处快速衰减，改动小，且可将飞机高于设计频率的全部结构振动模态衰减，使结构弹性振动幅值衰减到-9dB以下，达到优化设计的目的。尽管二阶低通滤波带来较大的相位滞后，但通过评估仍在飞行品质可接受范围内，即在满足飞行品质和ASE要求的前提下，牺牲部分飞行品质性能，提高ASE的鲁棒性。

根据控制律ASE稳定性检查时得出的结果，选择最严酷的情况（安装位置靠近机头的IRS位置处、缝翼放下、FRF数据滞后），根据此情况下超出9dB稳定裕度的最小频率值，调整二阶低通滤波器频率参数进行优化。

3.5 优化设计结果检查

滤波器参数优化后所τΦ暮较蚍较蚨娴狡航角速率开环频响如图5所示。

4 结论

本文介绍了民用飞机气动伺服弹性稳定性分析产生的背景和必要性，对采用闭环控制的飞机气动伺服弹性稳定性进行分析研究，考虑了襟缝翼收放、传感器安装位置、FRF数据提前和滞后对气动伺服弹性稳定性的影响，选择最严酷的状态点进行设计并进行了优化，保证飞机的气动伺服弹性稳定性在整个飞行包线内均满足设计要求。本文所采用的结构陷波器满足民机气动伺服弹性稳定性的要求，可应用于采用闭环控制的民用飞机的设计、验证。

【参考文献】

[1]MIL-F-9490D.Flight Control Systems-Design，Installation and Test of Piloted Aircraft General Specification[S].