張寅

摘 要 基于標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法應(yīng)用研究結(jié)構(gòu)，對飛機(jī)縱向通道俯仰角穩(wěn)定系數(shù)與航向通道穩(wěn)定系統(tǒng)進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法應(yīng)用研究，設(shè)計(jì)PID控制器，給出系統(tǒng)過渡時(shí)間，計(jì)算多回路控制參數(shù)，可計(jì)算多個(gè)典型航道控制器參數(shù)，應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法對飛機(jī)姿態(tài)角穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)計(jì)有效。

關(guān)鍵詞 飛機(jī)姿態(tài)角;控制系統(tǒng);標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法

人類動(dòng)力飛行證明，飛機(jī)飛行需要控制系統(tǒng)支持，隨著飛機(jī)重量增大，飛機(jī)控制系統(tǒng)回路是復(fù)雜的高階系統(tǒng)，人們習(xí)慣采用對數(shù)頻域法設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)，但針對系統(tǒng)特定參數(shù)較多，標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法是法國科學(xué)家提出基于代數(shù)計(jì)算法的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，撇開參數(shù)的關(guān)聯(lián)性，簡化了多回路控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，采用標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法可解決飛機(jī)操縱設(shè)計(jì)師的問題，使得飛機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)簡單化?；跇?biāo)準(zhǔn)系數(shù)法對其應(yīng)用進(jìn)行研究，對某型飛機(jī)姿態(tài)角穩(wěn)定系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，證明標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法對自動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)有效性。

1標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法應(yīng)用研究

標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法是基于給定標(biāo)準(zhǔn)模型，使得系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)分子同系統(tǒng)系數(shù)相一致的標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)方法。假設(shè)系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)為φ（s）=bmsn-m+…bn-1s+an/sn+a1sn+1…an-1S+an，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法設(shè)計(jì)思路，從n階系統(tǒng)列寫出n個(gè)方程，使得系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)化閉環(huán)傳遞函數(shù)分子系數(shù)逼近標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)。

要滿足Am→Am，…An-1→An-1，如系統(tǒng)待設(shè)計(jì)參數(shù)數(shù)目系統(tǒng)階次相同為n，使得系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)分母系數(shù)同模型分母系數(shù)相等，可簡單求出待求參數(shù)。只需使得系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)化閉環(huán)傳遞函數(shù)分子系數(shù)趨近于標(biāo)準(zhǔn)系統(tǒng)系數(shù)即可[1]。如方程數(shù)大于待定參數(shù)個(gè)數(shù)，使得系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)分母系數(shù)同標(biāo)準(zhǔn)模型分布系數(shù)相等，任選n-1個(gè)線性無關(guān)方程，求出n-1個(gè)待設(shè)計(jì)參數(shù)。通過變換ω0使得解出n-1個(gè)參數(shù)滿足第0個(gè)方程，使得系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)分子系數(shù)逼近標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)。如應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)模型找不到合適的ω0，使得系統(tǒng)極點(diǎn)同模型一致，允許使得標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)A1，An-1變動(dòng)。

2某型飛機(jī)姿態(tài)角自動(dòng)控制系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法設(shè)計(jì)

飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)借助駕駛儀實(shí)現(xiàn)，通過方程操控機(jī)構(gòu)控制回路預(yù)定信號調(diào)整俯仰角，經(jīng)研究飛機(jī)姿態(tài)角運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)通過PID控制器實(shí)現(xiàn)，需確定控制器Kp，K1，采用傳統(tǒng)根軌跡法計(jì)算量很大，閉環(huán)系統(tǒng)性能需在線驗(yàn)證，對飛機(jī)姿態(tài)角穩(wěn)定系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì)。

2.1 飛機(jī)俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法設(shè)計(jì)

考慮某飛機(jī)俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)，略去測量儀動(dòng)態(tài)用Kδ表示舵機(jī)傳遞系數(shù)。采用近似飛機(jī)短周期擾動(dòng)方程，研究θ0=0為線性化內(nèi)定狀態(tài)，有飛機(jī)傳遞函數(shù)表達(dá)式為Gθδ=A1（s+A2）/（s2+B1s+Bs）s，采用PID控制器，得出系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)，將表達(dá)式表示為φ（S）=（A2ω2S2+A3ω3S+ω4）/S2+A3ω3S+A3ω3S+ω4，A 3 ω30 =5.3K ∫ K δ +5.512Kz K δ ;ω40 =5.512K ∫ K δ;A′1 ω=5.3Kω zz K δ +2 .65;A 2 ω20 =5 .3K δ +5.512K ωzz K δ +7 .773 ;A′ 2 ω20 =5.3Kz K δ

查出相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)A1=7.9，A2=15，A3=7.9，希望A1/A1=1，當(dāng)前只能滿足A1/A1=1下，使得A2接近A2.計(jì)算不同ω下特定待求參數(shù)Kθz，Kωz，在標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)A1=7.9，A2=15，A3=7.9，使得A1/A1≈1ω0不存在，需對標(biāo)準(zhǔn)模型系數(shù)調(diào)整。使得標(biāo)準(zhǔn)型系數(shù)范圍為A1=7.9±0.05，0.1≤ω0≤100，求出標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)為A1=7.93，A2=15.01，A3=7.91，使得A2/A2→1。Ω0=5.7，Kθz=42.859，Kωz=4.1663，使得A2/A2=0.8973。經(jīng)計(jì)算可設(shè)計(jì)某飛機(jī)縱向通道俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)控制器參數(shù)設(shè)計(jì)軟件包，標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)允許波動(dòng)范圍，求出參數(shù)Kθz，kωz，使得標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)近似度A1/A1≈1。

2.2 傾斜角系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法設(shè)計(jì)

研究飛機(jī)傾角穩(wěn)定系統(tǒng)，將螺旋運(yùn)動(dòng)分量視為積分過程，副翼偏角由舵機(jī)保證誤差信號調(diào)整。Ωx=γ，簡化條件允許分析角度φ值不大側(cè)向運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)傾角控制系統(tǒng)閉環(huán)傳遞函數(shù)為φ（S）=（A2ω20S+ω30）/S3+A1ω0S2+A2ω2S+ω30，A 2 ω20 =15Kγx ， ω30 =15K ∫ A 1 ω 0 =（ 77 +375Kω xx ）/25， 相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)為A1=5.1，A2=6.35，根據(jù)要求選擇不同的ω 0，計(jì)算舵機(jī)理想時(shí)Kγx=18.440.4，KωxX=2.0387，閉環(huán)系統(tǒng)超調(diào)量為9.4171%，穩(wěn)態(tài)誤差為0。根據(jù)計(jì)算設(shè)計(jì)某型飛機(jī)傾角閉環(huán)控制系統(tǒng)軟件包括，輸入系統(tǒng)參數(shù)Kδ，求出參數(shù)Kγx，Kωx，完成設(shè)計(jì)。

2.3 通道內(nèi)航向穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)計(jì)

航向控制自動(dòng)化通過偏航通道在傾角穩(wěn)定系統(tǒng)使γ=0下形成側(cè)向過載，通過橫向通道使飛機(jī)傾斜，傾斜運(yùn)動(dòng)可單獨(dú)分離。大量飛行任務(wù)中第二種操作方法可取，對通過橫向通道飛機(jī)傾斜控制航向系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)分析，某型飛機(jī)橫向通道航向控制系統(tǒng)傳遞函數(shù)為Gγδ（S）=20/S2+3.69S，表達(dá)式為φ（S） =（A′2 ω20 S +ω30）/S3+A 1ω0S2+A2ω20 S +ω30，查出相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)A1=5.1，A2=6.35，希望A1=A1，當(dāng)下只能使A1/A1接近于A1，選擇不同ω0可計(jì)算相應(yīng)參數(shù)。固定系統(tǒng)隨ω0增大控制增益Kφx增大，反映標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)接近度的系數(shù)A1/A1趨近于1[2]。根據(jù)計(jì)算設(shè)計(jì)某型飛機(jī)偏航角穩(wěn)定系統(tǒng)軟件包，輸入系統(tǒng)參數(shù)Kδ求出參數(shù)Kφx，Kωx，顧及系統(tǒng)過渡時(shí)間近似度A1/A1。A1/A1≥0.9完成設(shè)計(jì)任務(wù)。多回路飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)用標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)法方便，可確切給出系統(tǒng)過渡時(shí)間，可根據(jù)不同航道參數(shù)計(jì)算多回路控制器參數(shù)，根據(jù)航道參數(shù)調(diào)度離線計(jì)算結(jié)果，是實(shí)用增益調(diào)度控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法。

3結(jié)束語

對標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法應(yīng)用研究，對某型飛機(jī)縱向通道俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)及偏航通道穩(wěn)定系統(tǒng)控制器進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法設(shè)計(jì)，使用標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法對姿態(tài)角穩(wěn)定系統(tǒng)分析可行，為對飛機(jī)控制系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì)提供了思路。

參考文獻(xiàn)

[1] 王偉平.蒸汽流量密度自動(dòng)計(jì)算在自動(dòng)控制系統(tǒng)中的應(yīng)用[J].機(jī)電工程技術(shù)，2011，40（5）：61-64，124.

[2] 胡劍波，辛海良.飛機(jī)姿態(tài)角穩(wěn)定系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)系數(shù)法研究[J].系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2008（1）：152-155.