【doc】放宽静稳定性大型客机纵向控制增稳系统设计

【doc】放宽静稳定性大型客机纵向控制增稳系统 放宽静稳定性大型客机纵向控制增稳系统 设计 第28卷第4期 2010年8月 飞行力学 FUGHTDYNAMICS V01.28No.4 Aug.2010 放宽静稳定性大型客机纵向 控制增稳系统设计 李乐尧,李俨,王新民 (西北工业大学自动化学院,陕西西安710129) 摘要:针对大型客机放宽静稳定性后纵向稳定性和操纵品质不足等问,采用LQG/LTR理论及方法设计 了一种纵向控制增稳系统,并通过典型重心位置和飞行阶段的仿真,表明该系统具有比经典控制增稳系统更为 理想的增稳效果,鲁棒性,抗干扰能力和操纵品质. 关键词:控制增稳系统;放宽静稳定性;线性二次高斯/回路传输恢复 中图分类号:V249.1文献标识码:A文章编号:1002-0853(2010)04-0025-04 引言 放宽静稳定性(RSS)是当代先进客机广泛采用 的一种主动控制技术.在我国大型客机研制过程中 采用放宽静稳定性技术,符合民航客机发展对安全 性,经济性,舒适性和环保性等方面日益迫切的需 求.然而,放宽静稳定性的飞机在部分飞行包线和 重心位置处的纵向稳定性和操纵品质不足,必须采 用增稳或者控制增稳系统加以补偿. 早期以机械和液压方式操纵的刚体客机多采用 经典方法设计其控制增稳系统….随着客机静稳定 裕度减小和大型客机存在结构弹性等问题,专家,学 者和工程技术人员开始在控制增稳系统设计中引入 LQR(LinearQuadraticRegulator),LQG(Linear QuadraticGaussian),MRAC(ModelReferenceA— daptiveContro1)等现代控制理论和先进控制方法. 本文结合某大型RSS客机的特点,采用LQG/ LTR(LoopTransferRecovery)方法设计了一种纵 向控制增稳系统.仿真验证了该系统具有比传统控 制增稳系统更为理想的稳定性,鲁棒性,抗干扰能力 和操纵品质. 1问题描述 1.1RSS客机开环性能 本文的研究对象为某大型RSS客机.主要选取 了该客机巡航条件(RSS最大收益阶段)与着陆进近 条件(严峻工作阶段)下的纵向小扰动方程进行分 析.方程输入为升降舵指令,输出为俯仰角速率,迎 角,空速和航迹倾角. 图1给出了不同静稳定度下的该客机巡航时由 迎角=3.恢复至初始状态的短周期响应曲线.表 1为在不同静稳定度下该客机巡航时的系统特征 值.可以看出,该机动态响应特性随重心位置后移 逐渐恶化.当重心位置为一0.1b.时,飞机变为不 稳定. 图1重心位置对飞机短周期运动的影响 表1重心位置对飞机特征根的影响 收稿日期:2009—11—30;修订日期:2010-03—23 作者简介:李乐尧(1984一),男,湖南岳阳人,硕士研究生,研究方向为计算机控制,智 能控制和网络控制. 飞行力学第28卷 考虑到安全性,客机在放宽静稳定性后仍应是 静稳定构型.本文汲取国外成熟机型的设计经验, 并结合收益分析,适航条例和舵偏量的,将客机 静稳定性放宽至0.05b.. 1.2设计要求与性能指标 客机控制增稳系统的设计必须符合FAR25部, CCAR25部等适航条例的相关要求.因为适航条例 多为定性描述,所以本文还综合参考了GJB185—86, MIL.F.8785C等作为定量补充.主要设计要求 与性能指标如下: (1)系统的C响应_6J,C响应,以及控制期望 参数CAP_7都处于一级操纵品质范围内; (2)对大气紊流和风切变的响应与未增稳的同 型号飞机相同,或优于未增稳的同型号飞机; (3)具有良好的鲁棒性,可以解决飞机模型不 确定性和存在建模误差的问题. 2LQG/LTR设计方法及理论 LQG补偿器的结构如图2所示.图中,被控对 象和控制器的传递函数分别为: GP(s)=C(sl—A)B1… G(s):(s,一A++c)一j 式中,Kalman增益矩阵可由下式得出: L=c(2) 上式中的对称半正定矩阵尸,满足下面的Riccati代 数方程: cPf+=0(3) +AP,一P,C— 式中,,分别为系统噪声,量测噪声的协方差 矩阵. 图2LQG/LTR控制结构 最优反馈增益矩阵则可通过最小化如下二次 性能指标函数来选取: .,=E(f.XT()()+/gT(t)Ru(t))(4) 令式(3)中的=P?量可以证明当虚拟噪声 系数p一..时,LQG控制系统的开环传递函数G(s) = G(s)G(s)将逼近状态反馈下的传递函数( 一 A)曰,即在系统输入端恢复回路传递函数. 3纵向控制增稳系统设计 本文设计的纵向控制增稳系统结构如图3所示 (因为仅讨论控制增稳,所以略去了迎角限制和信号 选择等模块). 图3纵向控制增稳系统结构图 增稳反馈信号选取现代客机电传操纵系统常用 的迎角和俯仰角速率组合反馈,保证了系统的自然 频率和阻尼比可任意配置-6J.图中,G.(s)为附加 动态特性.G(s)为被控对象,增广系统的状态空 间形式为: = A.X(t)十B.U(t)+W(t)1 Y=C.(f)+D.(t)+(t)J 式中,=[:,,,,eE,6E,iE,zE],其中eE,E,lE 等为增广后自定义的中间变量;A.,曰.,c.,D.为增 广系统的状态空间系数矩阵. 3.1LQG/LTR控制器设计 由前文的讨论可知,LQG/LTR控制器设计可以 分为Kalman滤波器设计和最优反馈控制器设计两 部分分别进行.具体步骤如下: (1)设计LQ控制器,根据对系统性能和鲁棒性 的要求调整Q,R矩阵,使系统的开环回路传递函数 逼近目标回路传递函数.并使系统的灵敏度函数和 补灵敏度函数具有满意的形状. 在设计LQ控制器时,状态变量加权阵Q和控 制变量加权阵足分别选为: Q:Q0+m?CC,R=q?I(6) 当Q.=0,m=10,q=0.1时,本文讨论系统的 开环传递函数一(sl—A)一的奇异值曲线同时 满足系统对低频和高频的要求,即满足系统设计的 第4期李乐尧等.放宽静稳定性大型客机纵向控制增稳系统设计27 动态性能要求和鲁棒性要求. (2)应用LTR技术设计Kalman滤波器,在系统 输出端恢复回路传递函数. 设计Kalman滤波器时,分别令噪声互相关函数 矩阵,为: V=I,W=wo+P?I(7) 在实际应用中,P值过大将引起截断误差,并破坏整 个系统的鲁棒性],故本文取P=10. 当然,也可以先设计Kalman滤波器以满足系统 要求,然后设计LQ控制器使补偿系统回差接 近C(sJ—A)L. 3.2增控通道设计 为防止增稳系统对飞机操作性的不利影响,系 统引入了具有模型跟随最优控制思想的增控通道. U()的传递函数形式 参考模型对C指令信号 如下: Gm(s)(8) 上式中的参考模型阻尼比和无阻尼自然频率? 分别依据C准则与C标准的一级操纵品质要求选 取.通过调节前馈增益,可以使飞机对(s)的响应 c跟随参考模型的理想输出c. 4仿真结果与分析 本文通过对LQG/LTR俯仰控制增稳系统在增 稳效果,鲁棒性,抗干扰能力和操纵品质的仿真来评 估LQG/LTR控制器的性能,并引人了经典C构型 控制增稳系统进行对比分析. 4.1增稳效果及对模型不确定性的鲁棒性 在时间t=0时,给定=3.的扰动量,观察 LQG/LTR控制增稳系统的增稳效果.同时考虑模 型不确定性的影响,分别对飞机模型系统矩阵主对 角参数不摄动,摄动+20%和摄动一20%三种情况 进行仿真. 图4给出了RSS控制增稳客机巡航时部分通 道的动态响应曲线. 结果显示:使用LQG/LTR俯仰控制增稳系统 后,飞机调节时间t缩短;空速,航迹倾角以及 法向过载的变化幅值减小;升降舵偏转角6在 ?0.o之间和偏转速率在?7(.)/s之间合理. 即飞机的纵向稳定性远优于其不使用控制增稳系统 时的纵向稳定性.同时,系统对飞机模型不确定性 也表现出良好的鲁棒性能. 2 0 ? 一 2 口 一 4 … / /'一二二: 一 —— 增稳,不摄动 --一一 增稳,摄动+zo% 图4增稳效果曲线 4.2对大气紊流的响应 本文采用频谱响应法研究了RSS飞机对大气 紊流的响应问题.分别给未增稳的静稳定客机模 型,LQG/LTR控制增稳客机模型和经典C构型控 制增稳客机模型中加入强度=1.54m/s,超越几 率为l0的德莱顿紊流(MIL.F-8785C规定的模 型),同时给定=3.的扰动,对比使用这两种控制 增稳系统的同型号客机在相同风干扰条件下的动态 性能,输出响应频谱和方差. 表2给出了RSS客机巡航条件下部分通道的 纵向响应均方根值.从表内数据可以看出,使用 LQG/LTR控制增稳系统的飞机在德莱顿风干扰下 仍然可以很好地实现对指令信号的跟踪,且其纵向 响应的均方根值显着小于经典c构型控制增稳系 统,具有更好的抗干扰能力. 此外,在控制增稳系统的基础上可以方便地引 入阵风减缓(GLA)功能,实现客机更理想的抗风干 扰性能. 表2纵向响应的均方根值(or)比较 4.3操纵品质 在操纵品质测试中,RSS控制增稳客机巡航条 飞行力学第28卷 件下对阶跃信号的c响应曲线,C响应曲线(见图 5),以及控制期望参数CAP都落在一级操纵品质对 应的区域(图5中点线所包围的区域I)内.仿真 结果符合设计要求. 图5C',C'响应瞳线 5结束语 本文讨论了静稳定度对客机性能的影响,使用 LQG/LTR方法设计了一种适用于大型放宽静稳定 性客机的纵向控制增稳系统,并使用某型客机典型 重心位置和飞行阶段的数据对该系统进行了系统仿 真验证,获得了期望的系统动态性能,稳定性,鲁棒 性和操纵品质.而LQG/LTR方法所涉及的控制器 降阶等问题还有待进一步研究. 参考文献: [1]RisingJJ.Developmentandflighttestevaluationofa pitchstabilityaugmentationsystemforarelaxedstability 1-1011『R].AIAA82—1297.1982. 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Controlaugmentationsystemdesignforalarge jetwithrelaxedstaticstability LlLe.yao,LIYan,WANGXin.min (CollegeofAutomation,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710129,China) Abstract:AcontrolaugmentationsystemhasbeendesignedbasedontheLQG/LTRmethodforalargejetto healthedegenerationoflongitudinalstabilityandhandlingqualitiesoftheplaneduetostatic-stabilityrelaxing.The dynamicresponses,robustness,turbulenceendurance,andhandlingqualitiesofthissystemhavebeenverified throughsimulanttestunderdifferentflightconditionsandoverawiderangeofC.g.1ocations.Testingresultsshow thattheRSSairplanecouldachievemoresatisfactorylongitudinalstabilityandcontrolcharacteristicswiththissys— temthanwithtraditionalcontrolaugmentationsystems. Keywords:controlaugmentationsystem;relaxedstaticstability;linearquadraticGaussian/l ooptransferre— eovery (编辑:方春玲) ]J1J1J1J111J 23456789 —.1—.L—.【—【—.}—.【