分布式電傳飛控系統(tǒng)穩(wěn)定儲備試驗

穩(wěn)定性是控制系統(tǒng)的基本要求，是指在去掉作用于系統(tǒng)的干擾后，它能夠以足夠的精度恢復(fù)到初始平衡狀態(tài)的能力。穩(wěn)定性的定義反映了對控制系統(tǒng)的三個要求：一是必須能恢復(fù)，二是能快速恢復(fù)，三是回復(fù)狀態(tài)與初始狀態(tài)有高度的一致性。在飛控系統(tǒng)中的優(yōu)異的穩(wěn)定性是良好飛行品質(zhì)的必要條件。在飛控系統(tǒng)設(shè)計中，通常通過增益裕度和相位裕度來表征飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

建模與仿真技術(shù)的發(fā)展，為通過數(shù)字仿真來研究和評估飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性創(chuàng)造了很好的條件，也為此做出了很大的貢獻。但是，由于仿真計算增益和相位裕量需要考慮的因素眾多，諸如：制造公差，穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的氣動影響和結(jié)構(gòu)模態(tài)，計算通道中的模擬或數(shù)字的輸入和輸出濾波器造成的相位滯后，采樣速率和綜合技術(shù)，熱效應(yīng)，降級構(gòu)型，部分液壓失效。且飛機系統(tǒng)機載設(shè)備多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，尤其像液壓伺服舵機及其液壓能源，很難建立精準的數(shù)學(xué)模型，也很難實現(xiàn)復(fù)雜模型下的實時仿真。因此，在飛機驗證階段需要通過試驗來進行驗證系統(tǒng)的穩(wěn)定性滿足設(shè)計要求，通過“穩(wěn)定儲備試驗”來驗證和評估飛控系統(tǒng)穩(wěn)定儲備也顯得尤為重要。

某型飛機飛控系統(tǒng)采用分部式架構(gòu)，系統(tǒng)以多余度飛行控制模塊（FCM）、作動器控制電子（ACE）、遠程電子單元（REU）為核心處理部件構(gòu)建的數(shù)字式電傳飛行控制系統(tǒng)，向飛機飛行提供正?？刂乒δ?同時了防止ACE的共模故障，系統(tǒng)還配備了使用模擬控制電路的輔助飛行控制單元（AFCU）提供備份控制，該設(shè)備可以在4臺ACE同時失效時保證對主操縱面（副翼、方向舵、升降舵）的控制，實現(xiàn)飛機的安全飛行和著陸。

系統(tǒng)共有四個工作模式，其中正常工作模式和降級工作模式的控制律由FCM生成，通過數(shù)字總線將控制指令經(jīng)由各ACE轉(zhuǎn)發(fā)到對應(yīng)的REU，由REU控制作動器執(zhí)行指令;正常工作模式是系統(tǒng)默認的工作模式，正常模式控制律可實現(xiàn)控制增穩(wěn)、縱向自動配平、邊界保護、姿態(tài)保持等功能。在外部信號缺失或系統(tǒng)內(nèi)設(shè)備故障時，系統(tǒng)進入降級工作模式，在該模式下系統(tǒng)結(jié)合直接角速率傳感器（DMRS）提供的角速率信號生成控制增穩(wěn)的降級模式控制律。直接工作模式的隨襟翼狀態(tài)調(diào)參的比例控制律由各ACE生成，通過數(shù)字總線將控制指令發(fā)送到對應(yīng)的REU，由REU控制作動器執(zhí)行指令;備份控制功能的比例控制律由AFCU生成，通過模擬信號將控制指令傳遞到對應(yīng)的REU，由REU控制作動器執(zhí)行指令。直接模式和備份控制模式的控制律均為開環(huán)的比例控制?；陲w控系統(tǒng)的功能及狀態(tài)，系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性驗證試驗只需覆蓋飛控系統(tǒng)正常工作模式和降級工作模式，系統(tǒng)的直接模式和備份控制模式只需進行開環(huán)動態(tài)性能測試即可。

在以往的電傳飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性測試中，多采用斷開系統(tǒng)測量系統(tǒng)的開環(huán)頻率響應(yīng)，得到系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)的方法。但因為本飛控系統(tǒng)縱向通道具備有自動配平的功能，如采取開環(huán)的方式進行穩(wěn)定性的測試，會因為積分器的漂移導(dǎo)致測量的數(shù)據(jù)難以分析。在系統(tǒng)研制初期，在桌面仿真中通?？梢酝ㄟ^斷開積分器，將系統(tǒng)斷開，測量系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)。但是在系統(tǒng)集成階段，斷開積分器過于復(fù)雜且沒有必要。所以對于本系統(tǒng)采用閉環(huán)疊加干擾信號的方式來進行穩(wěn)定儲備的測試。

在進行系統(tǒng)穩(wěn)定儲備時，系統(tǒng)外部通過飛控系統(tǒng)控制面上的舵面位移傳感器，將舵面的運動狀態(tài)輸入到飛行仿真系統(tǒng)，飛行仿真系統(tǒng)運行飛機的六自由度運動模型或小擾動線性化運動模型，解算出飛機的姿態(tài)角、三軸角速率、加速度等參數(shù)，再通過物理效應(yīng)器驅(qū)動飛機運動傳感器產(chǎn)生信號（或直接將信號注入飛控系統(tǒng)）注入飛控系統(tǒng)，達到系統(tǒng)與飛機閉環(huán)。在飛行仿真系統(tǒng)設(shè)置不同的飛機構(gòu)型及飛行狀態(tài)，并將飛機配平在設(shè)定的飛行狀態(tài)下。用動態(tài)頻響分析儀產(chǎn)生正弦掃頻信號注入飛控系統(tǒng)。通過將REU中的可編程邏輯替換為“試驗構(gòu)型”狀態(tài)，使正常系統(tǒng)閉環(huán)內(nèi)的指令信號與經(jīng)由AFCU口輸入的外部掃頻信號進行融合，達到在系統(tǒng)注入擾動的目的。融合后的信號會通過“控制反饋信號”經(jīng)由雙工數(shù)字總線回傳到系統(tǒng)。由于系統(tǒng)采用分部式架構(gòu)，相較于傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)，可以很方便的將ACE與REU之間的數(shù)字信號進行解析，得到系統(tǒng)下發(fā)給REU的控制信號及REU的控制反饋信號。通過總線信號采集模塊將“控制信號”和“控制反饋信號”采集，并通過數(shù)/模轉(zhuǎn)換為模擬信號分別接入頻響分析儀的兩個分析通道。如圖1所示。

通過頻響分析儀繪制出“控制信號”相對于“控制反饋信號”的Bode圖。找出幅頻曲線達到0dB點及相頻曲線達到180°的點。幅頻曲線達到0dB的頻率在相頻曲線上對應(yīng)的點距-180°的距離即為相位裕度，相頻曲線達到180°的頻率在幅頻上對應(yīng)的點距0dB的距離即為增益裕度，如圖2所示。

按照國內(nèi)外相關(guān)標準，系統(tǒng)的增益裕度和相位裕度應(yīng)滿足表1。

在穩(wěn)定儲備試驗中，需要選擇合適的激勵幅值和飛機的狀態(tài)點，合適的幅值可盡量減少非線性因素的影響，且不會使系統(tǒng)的任何環(huán)節(jié)處于飽和狀態(tài)。具有代表性的飛機狀態(tài)點可以覆蓋整個飛行包線，確保整個飛行包線內(nèi)的飛行安全。除了系統(tǒng)正常狀態(tài)下的穩(wěn)定性測試以外，也應(yīng)考慮系統(tǒng)故障/非正常工作情況下的測試，如：整個控制回路中對于氣動和大氣數(shù)據(jù)的不確定性的狀態(tài)，系統(tǒng)的余度降級和余度失效的狀態(tài)，液壓源系統(tǒng)因為余度故障、非預(yù)期的流量和壓力、沖擊、振動等不正常狀態(tài)的影響。

除了考慮飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性以外，同時也應(yīng)保證飛控系統(tǒng)不會與飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利的耦合。特別是確保飛控系統(tǒng)外部傳感器（慣性基準/航姿基準等）的安裝位置能最大限度地降低/避免因飛機裝載狀態(tài)及狀態(tài)變化引起的振動等在內(nèi)的結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合（SMI），并有安全的敏感性裕度。在進行結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合試驗時，也可以采用相同的試驗方法，在SMIT中只需將仿真系統(tǒng)的“飛行動力模型”替換為“彈性飛機模型”即可。

通過穩(wěn)定性試驗，驗證了系統(tǒng)滿足操縱面速率、鉸鏈力矩和剛度的要求。操縱面的速率是充分的，是可以滿足的飛控系統(tǒng)的穩(wěn)定性要求。并且整個系統(tǒng)的時間延遲不會造成不可接受的相位滯后，飛控系統(tǒng)的增益大小合適，不會在使用范圍內(nèi)造成系統(tǒng)的發(fā)散。飛控系統(tǒng)外部傳感器的安裝位置合適，且系統(tǒng)的各種模態(tài)不會與結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利的耦合，

參考文獻：

[1]MIL-HDBK-516C? AIRWORTHINESS CERTIFICATION CRITERIA

[2]JSSG-2008? Joint Service Specification Guide， Vehicle Control and Management System

[3]GJB2191—1994，有人駕駛飛機飛行控制系統(tǒng)通用規(guī)范

[4]大型運輸飛行控制系統(tǒng)試驗技術(shù)? ?高亞奎、安剛、支超有等[著]

作者簡介：屈宗源? （1991.12-- ）? 男? 漢族? 籍貫：江西九江? 職稱： 工程師? ?學(xué)歷：本科? ? 研究方向：飛行控制系統(tǒng)設(shè)計