刘小雄, 邱岳恒, 刘世民, 章卫国

(1.西北工业大学 自动化学院, 陕西 西安 710072;2.中航工业第一飞机设计研究院 飞行控制与液压所, 陕西 西安710089)

操纵面故障对飞行包线的影响研究

刘小雄1, 邱岳恒1, 刘世民2, 章卫国1

(1.西北工业大学 自动化学院, 陕西 西安 710072;2.中航工业第一飞机设计研究院 飞行控制与液压所, 陕西 西安710089)

进行飞机操纵机构故障时飞行包线估计对提高飞行安全具有重要意义。针对飞机操纵面故障特点,提出一种在线飞行包线估计方法。首先根据操纵面对飞行动力学参数的影响建立故障参数模型,然后应用基于遗忘因子的最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计,最后基于参数估计结果进行包线的精确估算和分析,计算结果可为驾驶员和包线保护控制提供参考。仿真分析表明,该方法能精确估计飞行包线范围。

操纵面故障; 飞行包线; 最小二乘方法

引言

操纵系统作为飞机飞行控制系统的主要组件,对飞行控制系统的性能起着关键的作用,操纵面的故障往往可能引起机毁人亡的惨剧。无论是军用还是大型民用飞机都会存在疲劳、结构变化、腐蚀、空气摩擦、装配误差等对操纵机构的影响,这些都会存在隐患,使得飞机的操纵机构在飞行中发生故障,操纵面故障会影响飞机产生力和力矩的特性,进而会对飞机的飞行性能产生很大的影响,特别是会影响到正常的飞行包线。

飞行包线是衡量飞机飞行性能的关键,飞机失事大都是在超出安全飞行包线的范围下发生的,如果在操纵面故障时能够快速估算飞行包线,提供给驾驶员必要的信息,并进行包线保护控制,对提高飞行安全将具有重要的意义。近年来,已有相应的文献进行动态飞行包线评估方法的研究,J M Urnes等[1]以NASA的集成航线飞行控制为背景进行基于控制中心模型的包线评估方法研究;L Tang等[2]主要进行发动机故障时飞行包线的估计和保护控制。总结已有文献可以看出,对该问题的研究还处于初级阶段,研究的难点主要集中在三个方面:一是建立故障模型;二是实时精确地估计参数;三是包线估计与预测。本文提出一种基于在线参数辨识的估计方法,进行机翼故障时平飞包线的精确估计,分析操纵面故障对飞行包线的影响,为驾驶员正确操纵和包线保护控制提供必要的信息,并以某型飞机为例进行了仿真验证。

1 操纵面故障建模

操纵面故障主要包括操纵面卡死、损失、松浮和饱和等。松浮是一种特殊的故障类型,表示操纵面不受控制,只是随着飞机的飞行称飘浮状态,此时可认为操纵机构输出为零;控制面卡死是指控制面卡在某一角度上不能偏转,此时输出为常值;控制面损失即控制面缺损,严重情况下完全缺失,在部分缺失情况下控制面的偏转效率不变,但产生力和力矩的效率将降低,此时飞行包线将收缩,发生怎样的变化趋势将是本文的研究重点。

本文以机翼损伤为例,考虑故障情况下对飞机气动数据的影响,同时考虑参数辨识中参数的选取特点,必须要有传感器可测的量作为支撑,因此应用如下的力和力矩方程进行本文研究[3-4]。

(1)

(2)

同时,力和力矩用气动参数的形式表示如下:

(3)

(4)

式中,δe,δa,δr分别为升降舵、副翼和方向舵偏角;α,β为迎角和侧滑角;C(·)为对应的气动参数。

实际中,机翼故障将影响整个飞机的气动参数,为了对问题有一个清楚的认识,本文将机翼的故障形式分为尖端损伤、后缘损失和操纵面上的大洞,尖端损伤就是沿着翼展方向翼弦被切断,此时将改变机翼面积,通过设置面积变化参数,从而使得力和力矩系数发生变化;若为后缘损伤,即可认为副翼损伤,不但改变机翼面积而且改变副翼操纵输出;操纵面的大洞只是影响机翼面积。通过上述设置,将改变飞机方程中的力和力矩,从而改变飞行状态,在故障情况下进行系统的气动参数辨识,便可以得到精确的气动数据,进而进行包线估算。

2 气动参数估计

参数估计就是利用飞机的测量数据,根据统计知识在线或离线估算常值模型参数的值,对于空气动力学模型式(1)～式(4),参数估计问题可用最小二乘法表示如下:

z=Xθ+ξ

(5)

上式中的参数可以根据具体问题进行描述。如对于俯仰力矩,其变量分别为:

z=[Cm(1),Cm(2),…,Cm(N)]Τ

θ=[Cmα,Cmq,Cmδe,Cm0]Τ

ξ=[ξ(1),ξ(2),…,ξ(N)]Τ

常规的最小二乘法辨识算法受时变参数影响较大,对于变化剧烈的气动参数效果不理想[3-5],因此本文采用带遗忘因子的加权递推最小二乘算法,算法的基本结构如下:

(6)

基于上述辨识算法,根据飞机非线性仿真模型,应用式(1)、式(2)中的实测数据,根据式(3)、式(4)的运算关系,进行气动参数的在线辨识。辨识所用激励信号采用叠加的方式,在正常舵面操纵的基础上叠加较小的激励信号。

3 飞行包线估算

根据参数辨识结果,可以得到平飞情况下的气动参数,根据这些参数计算平飞速度和升限。在高度-速度平面上用最大平飞速度和最小平飞速度随高度的变化曲线给出飞机作等速直线水平飞行高度-速度范围,即为飞机的平飞包线[6-7]。

根据飞机平飞的力学特点,平飞最大速度可表示为:

(7)

式中,vmax为最大平飞速度;Tmax为飞机可用推力;ρ(h)为空气密度(与高度有关);Cxmin为最小阻力系数;S为机翼面积。飞机机翼损伤将影响Cxmin和S,从而影响飞行包线,使得正常情况下包线右侧范围缩小。

平飞最小速度是指飞机在某一高度上作定直平飞的最小速度。实际中的最小速度会受到一些因素的限制。理想最小平飞速度可表示为:

(8)

式中,vmin为最小平飞速度;G为飞机重量;Czmax为最大升力系数。飞机机翼损伤将影响Czmax和S,从而影响飞行包线,使得正常情况下包线左侧范围缩小。

升限是指飞机以特定的重量和给定发动机工作状态保持等速直线平飞的最大高度。其基本计算公式为:

(9)

式中,vz为飞机的最大上升率;K为升阻比。升限为上升率等于零时飞机的飞行高度,可以画出vz随高度变化曲线,曲线与纵轴的交点为此刻的最大高度。机翼损伤故障将影响飞机的升阻比,从而影响飞行包线,使得正常情况下包线上部范围缩小。

由于在飞行过程中进行实时包线评估只能计算此刻能够达到的最大/最小速度和飞行高度,不能形成整个包线,所以还需采用包线的离线计算相结合的方式。具体设计思路为:首先离线计算各种可能故障情况下的飞行包线,并建立包线数据库,结合在线计算方法实时调整参数点,当与当前发生故障包线相同时,采用离线与在线相结合的方式实时显示飞行包线,给驾驶员提供报警,以便进行实时的包线保护控制。

4 仿真计算及分析

下面根据上述算法进行飞行包线估计,并以某型飞机为研究对象建立非线性飞行控制系统模型进行仿真分析。飞行仿真条件为:高度0～11 000 m,马赫数0.1～0.8,采样周期为0.01 s,仿真时间为50 s。根据飞机平飞条件,建立参数辨识模型,在每个高度下估算最大和最小平飞速度,在每个速度点计算升限,从而生成飞行包线。

故障类型分别设置为: 左机翼损失25%和50%翼展(故障1和故障2)、内侧副翼损失(故障3)、发动机外侧翼面大洞(故障4)。这4种故障情况下的飞行包线如图1～图4所示,图中实线为系统正常时的飞行包线,虚线为对应故障时的飞行包线。

图1 左机翼损失25%时飞行包线

图2 左机翼损失50%时飞行包线

图3 副翼损失时飞行包线

图4 翼面大洞时飞行包线

由上面的仿真结果可以得出如下结论:

(1)机翼损伤将会影响最大和最小平飞速度以及飞机的升限,从而影响飞行包线;

(2)由于机翼损失故障对升力系数影响较大,所以对最小平飞速度影响较大,故左侧包线收缩剧烈;

(3)翼面大洞和翼面损伤属于同种故障类型,对包线的影响也基本相同。

5 结束语

对故障飞机进行包线估算能够给驾驶员提供必要的信息,从而进行有效的重构控制与包线保护,使得飞机安全飞行。本文对翼面损伤故障进行深入研究,建立故障参数模型,应用最小二乘算法进行气动参数的在线辨识,并进行飞行包线的估计,仿真结果表明了所提算法的有效性。

需要说明的是,本文仅是针对损伤故障对飞行包线的影响进行研究,其余的故障类型可采用相同的办法进行。本文的研究为飞行控制系统故障诊断与重构控制拓宽了研究思路。

[1] Urnes J M,Reichenbach Sr E Y,Smith T A.Dynamic flight envelope assessment and prediction[C]//AIAA Guidance,Navigation and Control Conference.USA:AIAA,2008:1-15.

[2] Tang L,Roemer M,Bharadwaj S,et al.An integrated aircraft health assessment and fault contingency management system[C]//AIAA Guidance,Navigation and Control Conference and Exhibit.USA Hawaii:AIAA,2008:1-18.

[3] Morelli E A,Smith M S.Real-time dynamic modeling—data information requirements and flight test results[C]//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit.USA:AIAA,2008:129-145.

[4] 宋小东,杨凌宇,申功璋.多操纵面飞机气动参数在线辨识新方法研究[J].飞行力学,2008,26(1):5-9.

[5] 黄成涛,王立新.多操纵面飞翼构型飞机舵面故障在线诊断方法[J].航空学报,2011,32(1):58-66.

[6] 何宇廷.飞机安全服役包线的建立[J].空军工程大学学报,2010,11(2):1-5.

[7] 方振平.飞机飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,2008:128-136.

Researchforflightenvelopeeffectofthecontrolsurfacefault

LIU Xiao-xiong1, QIU Yue-heng1, LIU Shi-min2, ZHANG Wei-guo1

(1.College of Automation, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China;2.Institute of Flight Control and Hydraulic, The First Aircraft Institute of AVIC, Xi’an 710089, China)

It is important for flight envelope assessment in the presence of control surface fault as it will influence the flight safety of the aircraft. Considered the characteristic of the control surface fault, a dynamic flight envelope assessment method is proposed in this paper. Firstly, according to control surface fault could cause the aerodynamic parameter change, the fault modeling is built. Then, based on the recursive least square method, the aerodynamic parameters are identified in online. Finally, the flight envelope is assessed accurately. The assessment result will provide the information for a pilot and the envelope protection systems.

control surface fault; flight envelope; the least square method

2011-05-16;

2011-10-18

航空科学基金资助(20100753009)

刘小雄(1973-),男,陕西周至人,副教授,博士,研究方向为飞行控制与仿真、故障诊断与容错控制;

邱岳恒(1984-),男,江西抚州人,博士研究生,研究方向为飞行控制与仿真、故障诊断与容错控制;

刘世民(1985-),男,江苏连云港人,硕士,研究方向为飞行控制与仿真;

章卫国(1956-),男,安徽南陵人,教授,博士生导师,主要研究方向为飞行控制、鲁棒控制与容错控制。

V249.1

A

1002-0853(2012)02-0128-04

(编辑：王育林)