分布式電傳飛控系統穩定儲備試驗

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

建模與仿真技術的發展，為通過數字仿真來研究和評估飛控系統穩定性創造了很好的條件，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，穩定的和不穩定的氣動影響和結構模態，計算通道中的模擬或數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，熱效應，降級構型，部分液壓失效。且飛機系統機載設備多，結構復雜，尤其像液壓伺服舵機及其液壓能源，很難建立精準的數學模型，也很難實現復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的穩定性滿足設計要求，通過“穩定儲備試驗”來驗證和評估飛控系統穩定儲備也顯得尤為重要。

某型飛機飛控系統采用分部式架構，系統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）為核心處理部件構建的數字式電傳飛行控制系統，向飛機飛行提供正?？刂乒δ?同時了防止ACE的共模故障，系統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，實現飛機的安全飛行和著陸。

系統共有四個工作模式，其中正常工作模式和降級工作模式的控制律由FCM生成，通過數字總線將控制指令經由各ACE轉發到對應的REU，由REU控制作動器執行指令;正常工作模式是系統默認的工作模式，正常模式控制律可實現控制增穩、縱向自動配平、邊界保護、姿態保持等功能。在外部信號缺失或系統內設備故障時，系統進入降級工作模式，在該模式下系統結合直接角速率傳感器（DMRS）提供的角速率信號生成控制增穩的降級模式控制律。直接工作模式的隨襟翼狀態調參的比例控制律由各ACE生成，通過數字總線將控制指令發送到對應的REU，由REU控制作動器執行指令;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的REU，由REU控制作動器執行指令。直接模式和備份控制模式的控制律均為開環的比例控制?；陲w控系統的功能及狀態，系統的閉環穩定性驗證試驗只需覆蓋飛控系統正常工作模式和降級工作模式，系統的直接模式和備份控制模式只需進行開環動態性能測試即可。

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

在進行系統穩定儲備時，系統外部通過飛控系統控制面上的舵面位移傳感器，將舵面的運動狀態輸入到飛行仿真系統，飛行仿真系統運行飛機的六自由度運動模型或小擾動線性化運動模型，解算出飛機的姿態角、三軸角速率、加速度等參數，再通過物理效應器驅動飛機運動傳感器產生信號（或直接將信號注入飛控系統）注入飛控系統，達到系統與飛機閉環。在飛行仿真系統設置不同的飛機構型及飛行狀態，并將飛機配平在設定的飛行狀態下。用動態頻響分析儀產生正弦掃頻信號注入飛控系統。通過將REU中的可編程邏輯替換為“試驗構型”狀態，使正常系統閉環內的指令信號與經由AFCU口輸入的外部掃頻信號進行融合，達到在系統注入擾動的目的。融合后的信號會通過“控制反饋信號”經由雙工數字總線回傳到系統。由于系統采用分部式架構，相較于傳統飛控系統，可以很方便的將ACE與REU之間的數字信號進行解析，得到系統下發給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/模轉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的點距0dB的距離即為增益裕度，如圖2所示。

按照國內外相關標準，系統的增益裕度和相位裕度應滿足表1。

在穩定儲備試驗中，需要選擇合適的激勵幅值和飛機的狀態點，合適的幅值可盡量減少非線性因素的影響，且不會使系統的任何環節處于飽和狀態。具有代表性的飛機狀態點可以覆蓋整個飛行包線，確保整個飛行包線內的飛行安全。除了系統正常狀態下的穩定性測試以外，也應考慮系統故障/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據的不確定性的狀態，系統的余度降級和余度失效的狀態，液壓源系統因為余度故障、非預期的流量和壓力、沖擊、振動等不正常狀態的影響。

除了考慮飛控系統的穩定性以外，同時也應保證飛控系統不會與飛機結構產生不利的耦合。特別是確保飛控系統外部傳感器（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及狀態變化引起的振動等在內的結構模態耦合（SMI），并有安全的敏感性裕度。在進行結構模態耦合試驗時，也可以采用相同的試驗方法，在SMIT中只需將仿真系統的“飛行動力模型”替換為“彈性飛機模型”即可。

通過穩定性試驗，驗證了系統滿足操縱面速率、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的穩定性要求。并且整個系統的時間延遲不會造成不可接受的相位滯后，飛控系統的增益大小合適，不會在使用范圍內造成系統的發散。飛控系統外部傳感器的安裝位置合適，且系統的各種模態不會與結構產生不利的耦合，

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通用規范

[4]大型運輸飛行控制系統試驗技術? ?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? ?學歷：本科? ? 研究方向：飛行控制系統設計