動靜壓信號誤差對飛控系統(tǒng)影響分析及處理方法

張歡，鄒俊俊，饒明波，曾行，黃勇強(qiáng)，楊振聲

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

動靜壓信號誤差對飛控系統(tǒng)影響分析及處理方法

張歡，鄒俊俊，饒明波，曾行，黃勇強(qiáng)，楊振聲

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

某飛機(jī)多功能探頭的動靜壓信號未經(jīng)校準(zhǔn)，存在較大誤差。本文結(jié)合余度管理邏輯對飛控系統(tǒng)所用信號的誤差進(jìn)行確認(rèn)后，再進(jìn)行系統(tǒng)縱向阻尼比、操縱期望參數(shù)、穩(wěn)定儲備及時(shí)域響應(yīng)特性的仿真分析，明確了誤差對飛行品質(zhì)及穩(wěn)定儲備的影響，并提出了解決方法。

飛控系統(tǒng)；動靜壓信號；誤差分析

0 引言

在飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，為獲取良好的系統(tǒng)性能和飛行品質(zhì)，對系統(tǒng)參數(shù)的調(diào)節(jié)必不可少[1]。飛控系統(tǒng)控制律參數(shù)是隨動壓和靜壓進(jìn)行調(diào)節(jié)的，如果動壓和靜壓誤差較大，控制律解算過程中用到的參數(shù)就會有較大差別，這將對系統(tǒng)的性能和飛行品質(zhì)產(chǎn)生影響，甚至?xí)绊懙斤w行安全。由此可見，動靜壓信號的精度對于飛控系統(tǒng)至關(guān)重要。

動靜壓信號的精度取決于大氣數(shù)據(jù)傳感器的精度。大氣數(shù)據(jù)傳感器把飛機(jī)空速管系統(tǒng)測得的總壓和靜壓轉(zhuǎn)換成電信號形式的動壓和靜壓發(fā)送給飛控計(jì)算機(jī)。

某飛機(jī)之前安裝有機(jī)頭空速管、L形空速管及多功能探頭（帶空速管），且前兩者都已經(jīng)過校準(zhǔn)，解算出的動靜壓信號引入了飛控系統(tǒng)用于控制律調(diào)參；后者尚未校準(zhǔn)，精度尚不滿足要求，飛控系統(tǒng)未使用?，F(xiàn)需安裝機(jī)頭雷達(dá)，取消機(jī)頭空速管，而將多功能探頭動靜壓信號用于飛控系統(tǒng)調(diào)參。為確定對飛控系統(tǒng)的影響，確保系統(tǒng)性能和飛行品質(zhì)滿足要求，需進(jìn)行誤差影響分析。

本文首先對多功能探頭誤差范圍進(jìn)行確認(rèn)，并結(jié)合余度管理邏輯對飛控系統(tǒng)動靜壓信號表決值誤差進(jìn)行分析；再通過對系統(tǒng)縱向阻尼比、操縱期望參數(shù)、穩(wěn)定儲備及時(shí)域響應(yīng)特性的仿真分析，得出誤差的影響；最后提出處理方法，并對其進(jìn)行任務(wù)可靠性計(jì)算，解決了動靜壓誤差較大的問題，同時(shí)保證了系統(tǒng)可靠性。

1 動靜壓信號誤差

飛控系統(tǒng)動靜壓信號出現(xiàn)誤差的源頭是大氣數(shù)據(jù)傳感器測量誤差，此誤差范圍通常由試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行確認(rèn)。各傳感器解算的動靜壓信號經(jīng)過余度管理監(jiān)控表決后，得出飛控系統(tǒng)動靜壓表決值，用于控制律解算。由此可見，傳感器測量誤差最終將影響動靜壓表決值。

1.1 試飛數(shù)據(jù)

某飛機(jī)L形空速管和多功能探頭均配置兩個(gè)，左右對稱分布于機(jī)頭兩側(cè)，每個(gè)傳感器各提供一路動、靜壓。為進(jìn)行誤差分析，截取某飛機(jī)以往試飛數(shù)據(jù)中的機(jī)頭空速管、L形空速管及多功能探頭的總、靜壓信號曲線分別如圖1、圖2所示。

圖1 各傳感器總壓比較

圖2 各傳感器靜壓比較

從試飛數(shù)據(jù)可以看出：多功能探頭與機(jī)頭空速管、L形空速管的總壓一致性較好，可認(rèn)為精度滿足要求；多功能探頭比機(jī)頭空速管、L形空速管靜壓值小，差異最大時(shí)接近8kPa；同時(shí)還存在較大正向跳變，最大幅值接近8kPa。

由于機(jī)頭空速管和L形空速管已經(jīng)過校準(zhǔn)，精度滿足要求，因此，可認(rèn)為多功能探頭總壓接近真實(shí)值，而動壓比真實(shí)值小，在差異最大時(shí)小8kPa。

1.2 表決值誤差

為分析多功能探頭信號誤差對飛控系統(tǒng)的影響，需明確動靜壓信號的使用方式。

在采集多余度信號進(jìn)行輸出時(shí)，為得出安全的輸出信號，飛控系統(tǒng)將對信號進(jìn)行余度管理監(jiān)控和表決[2]。某飛機(jī)飛控系統(tǒng)對動、靜壓信號表決邏輯為：將四余度信號按大小排序，求出它們之間的差值，若差值小于監(jiān)控門限(靜壓為8kPa)則信號有效，大于則在經(jīng)過相應(yīng)的監(jiān)控時(shí)延后判為無效：

1）四余度均有效時(shí)，取中間兩值的平均值；

2）三余度有效時(shí)，取中間值；

3）兩余度有效時(shí)，取兩值的平均值；

4）單余度有效時(shí)，取該值；

5）2：2或1：1：1：1時(shí)，取中間兩值的平均值。

從試飛數(shù)據(jù)可以看出，多功能探頭靜壓值偏小，差異最大時(shí)小8kPa，未超過靜壓監(jiān)控門限，根據(jù)飛控系統(tǒng)余度管理邏輯，靜壓表決值與L形壓力受感器靜壓的中值，即誤差最大時(shí)較真實(shí)靜壓小4kPa；而多功能探頭總壓接近真實(shí)值，減去靜壓后為動壓，即此時(shí)動壓大4kPa。

2 誤差影響分析

在明確動靜壓最大誤差后，通過對飛行品質(zhì)及穩(wěn)定裕度進(jìn)行仿真計(jì)算，分析其對飛控系統(tǒng)的影響。考慮到動靜壓信號表決值誤差主要影響飛機(jī)縱向飛行品質(zhì)，現(xiàn)對涉及到的縱向阻尼比、操縱期望參數(shù)、穩(wěn)定儲備等參數(shù)及時(shí)域響應(yīng)特性進(jìn)行評估。

2.1 計(jì)算模型

以配平飛行狀態(tài)作為研究的基準(zhǔn)狀態(tài)并計(jì)算飛機(jī)縱向大導(dǎo)數(shù)，建立小擾動模型，由于計(jì)算方式為定高定速，故縱向二自由度小擾動方程描述如下：

其中A、B、C、D分別為：

以飛機(jī)線性小擾動方程求出飛機(jī)縱向狀態(tài)空間矩陣A，求A陣的特征根，則得到飛機(jī)縱向模態(tài)。

通常情況下，飛機(jī)縱向特征方程具有一對大的共軛復(fù)根和一對小的共軛復(fù)根（或兩個(gè)小的實(shí)根），短周期模態(tài)特性主要受大的共軛復(fù)根影響，因此可以根據(jù)大的共軛復(fù)根計(jì)算飛機(jī)的縱向模態(tài)特性。

縱向模態(tài)特性近似計(jì)算公式：

國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)185-1986規(guī)定，操縱期望參數(shù)標(biāo)準(zhǔn)1在0.28～3.6之間，標(biāo)準(zhǔn)2在0.16～0.28以及3.6～10之間，標(biāo)準(zhǔn)3在0.16～0.28之間。短周期阻尼比ξ應(yīng)在表1所示范圍內(nèi)。

表1 國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)185-1986短周期阻尼比標(biāo)準(zhǔn)

國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)2191-1994規(guī)定，在飛機(jī)可用包線范圍內(nèi)，相位裕度不小于45°，幅值裕度不小于6dB。

2.2 誤差影響分析

針對飛控系統(tǒng)動靜壓表決值較真實(shí)靜壓小4kPa，動壓大4kPa的誤差狀態(tài)，進(jìn)行短周期模態(tài)特性、穩(wěn)定儲備及時(shí)域仿真計(jì)算分析，短周期模態(tài)特性計(jì)算見表2，穩(wěn)定儲備結(jié)果見表3，典型時(shí)域仿真結(jié)果見圖3。

2.3 分析結(jié)論

從以上分析結(jié)果可以得出：

表2 縱向短周期模態(tài)特性對比

表3 穩(wěn)定儲備結(jié)果對比

圖3 時(shí)域響應(yīng)曲線對比

1）正常狀態(tài)縱向短周期模態(tài)特性均滿足國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)185-1986標(biāo)準(zhǔn)1要求，誤差狀態(tài)大部分狀態(tài)點(diǎn)僅滿足標(biāo)準(zhǔn)2、標(biāo)準(zhǔn)3要求，飛行品質(zhì)降級；

2）誤差狀態(tài)與正常狀態(tài)相比，阻尼明顯降低，階躍過程中飛機(jī)縱向反應(yīng)有明顯超調(diào)和震蕩現(xiàn)象，超出操縱預(yù)期；

3）誤差狀態(tài)較正常狀態(tài)穩(wěn)定儲備大都降低，個(gè)別狀態(tài)點(diǎn)甚至不滿足國內(nèi)某技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)2191-1994的要求。

由此可見，多功能探頭靜壓誤差將影響飛控系統(tǒng)的性能，導(dǎo)致飛行品質(zhì)降級，系統(tǒng)穩(wěn)定儲備降低。

3 處理方式

某飛機(jī)使用的多功能探頭由壓力受感器和壓力解算器組成，其中壓力受感器為空速管和風(fēng)標(biāo)的組合，壓力解算器將空速管感受迎風(fēng)的氣流解算出總壓，將風(fēng)標(biāo)上的氣孔感受的氣流解算出靜壓。在未加入修正公式時(shí)，由于安裝誤差，傳感器本身解算問題等造成傳感器與真實(shí)氣壓值存在偏移；而由于風(fēng)標(biāo)上的小孔位置進(jìn)行了下凹處理，在經(jīng)過濕冷空氣時(shí)，容易被水汽附著，凝成水滴，覆蓋進(jìn)氣的小孔，造成靜壓產(chǎn)生較大的跳變誤差。

由此可見，要減小多功能探頭動靜壓信號誤差，必須進(jìn)行數(shù)據(jù)校準(zhǔn)及風(fēng)標(biāo)形面處理，這意味著巨大的工作量與時(shí)間成本。在未進(jìn)行這些工作時(shí)，為使飛控系統(tǒng)仍有足夠余度及精度的動靜壓信號可用，可對信號的使用方式進(jìn)行更改。

3.1 更改內(nèi)容

從試飛數(shù)據(jù)可以看出，多功能探頭總壓精度滿足要求，可以使用，則動靜壓信號的使用方式進(jìn)行如下更改：將左、右L形空速管的靜壓信號各分出一路給左、右多功能探頭用于解算；取消左、右多功能探頭到飛控計(jì)算機(jī)的靜壓信號。

更改后，左/右多功能探頭使用左/右L形空速管傳輸?shù)撵o壓信號與本身感受的總壓信號，解算出兩余度動、靜壓信號，發(fā)送給飛控計(jì)算機(jī)。L形空速管同樣解算出兩余度動、靜壓信號發(fā)送給飛控計(jì)算機(jī)。

3.2 更改后信號精度

L形空速管總、靜壓信號均已經(jīng)過校準(zhǔn)，精度滿足要求，而從試飛數(shù)據(jù)可看出，多功能探頭總壓信號也滿足要求。因此更改后傳感器提供的四余度動、靜壓精度均滿足要求，可供飛控系統(tǒng)直接使用。

3.3 任務(wù)可靠性計(jì)算

在動靜壓信號使用方式更改后，多功能探頭與L形空速管共用了靜壓信號，在后者靜壓故障時(shí)，前者也將失效，因此飛控系統(tǒng)任務(wù)可靠性較更改前勢必有所降低。國內(nèi)外戰(zhàn)斗機(jī)因飛控系統(tǒng)故障導(dǎo)致任務(wù)失效的概率指標(biāo)為不大于1×10-5，為確保更改后系統(tǒng)可靠性仍滿足指標(biāo)要求，需進(jìn)行任務(wù)可靠性計(jì)算。

3.3.1 計(jì)算模型

在多余度飛控系統(tǒng)任務(wù)可靠性計(jì)算時(shí)，一般將提供每個(gè)余度信號的傳感器或其他部件建立表決模型（r/n（G）模型），然后將各個(gè)模型進(jìn)行串聯(lián)，求出整個(gè)系統(tǒng)的可靠性。由此可見，對系統(tǒng)任務(wù)可靠性影響最大的必然是可靠性最低的模型，而可靠性相對較高的模型影響較小。

為便于分析，本文僅進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)傳感器的任務(wù)可靠性計(jì)算，在其失效率的數(shù)量級足夠小時(shí)，便可認(rèn)為不影響整個(gè)飛控系統(tǒng)的可靠性。更改前后任務(wù)可靠性模型見圖4，計(jì)算公式如下：

其中λ為部件失效率，MTBF為部件平均故障間隔時(shí)間，R為部件可靠性，t為系統(tǒng)工作時(shí)間，Rs(t)為模型可靠性，n為系統(tǒng)部件數(shù)，r為表決數(shù)。

圖4 更改前后任務(wù)可靠性模型

3.3.2 計(jì)算結(jié)果

查閱相關(guān)資料，多功能探頭MTBF為4000小時(shí)，L形空速管為1000小時(shí)。假設(shè)系統(tǒng)工作時(shí)間為1小時(shí)，對更改前后大氣數(shù)據(jù)傳感器的任務(wù)可靠性進(jìn)行計(jì)算。

經(jīng)計(jì)算，更改前大氣數(shù)據(jù)傳感器任務(wù)失效率為6×10-10，更改后為5×10-9，數(shù)量級仍然遠(yuǎn)小于10-5，可認(rèn)為基本不影響系統(tǒng)整體可靠性。因此，更改后系統(tǒng)任務(wù)可靠性有所降低，但仍滿足指標(biāo)要求。

4 結(jié)語

本文針對多功能探頭傳感器精度不足而導(dǎo)致飛控系統(tǒng)動靜壓信號誤差較大的問題，結(jié)合余度管理邏輯，進(jìn)行仿真分析，明確了誤差對飛控系統(tǒng)的影響，最后提出了將L形空速管靜壓信號提供給多功能探頭解算的方法，并進(jìn)行了任務(wù)可靠性計(jì)算，解決了動靜壓誤差較大問題，保證了飛機(jī)飛行品質(zhì)及飛控系統(tǒng)的可靠性。

在需使用新的空速管未校準(zhǔn)的空速管時(shí)，可參考本文的方法進(jìn)行對飛控系統(tǒng)的影響分析，并在必要時(shí)選擇使用其較準(zhǔn)確的信號。

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

[2]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委會.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第12冊·飛行控制系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì).北京：航空工業(yè)出版社，2013.

>>>作者簡介

張歡，男，1988年出生，2010年畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)，工程師，現(xiàn)從事飛行控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)工作。

Analysis and Treatment on Static and Pitot Signal Error Effecting FCS

Zhang Huan,Zou Junjun,Rao Mingbo,Zeng Xing,Huang Yongqiang,Yang Zhensheng
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

Static and pitot signals from multifunctional probe on an aircraft which are not calibrated have greater errors.After confirming the applicable signals used by FCS is error with consideration on redundancy management logics,this paper depicts the simulation analysis on longitudinal system damping ratio,desired control parameters,stability reserve and time domain response characteristic,further clarifies that the error has effects on the flight quality and stability reserve and provides the resolutions in the final.

FCS;Static and pitot signal;Error analysis

2016-07-02）