第五章主动控制-2-风模型与阵风减缓

5.5

阵风减缓和乘座品质控制1、概述1

定义阵风载荷减缓—利用主动控制技术来减少阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的。乘座品质控制—通过主动控制技术使机上的乘员在风干扰条件下也感到舒适。两种控制都根据风干扰条件荷减缓的程度来衡量其控制效果，从不同角度出发，具有相同功能。阵风减缓系统有时又称为载荷减缓（load

Alleviation）,模态抑制（Mode

Suppression）疲劳减缓（Fatigue

Reduction）系统等2）大气扰动的影响1增加过载：飞机在不平静的空气中飞行时将产生过载。若飞机以速度V0在平静大气中飞行，遇到上升气流wo扰动，速度V为：∆αg=w0/V0—阵风引起的附加迎角因为∆αg较小或风扰动变化快，可以假定飞行速度V0不变，即V=V0

，阵风扰动的升 要由迎角增量∆αg而改变。令L0为平飞时的升力，则此时升力为：L

L0

L,过载：nz

(L0

L)/G

1(CLα

QSαg

)/G将∆αg代入，则有：式中：P=G/S—翼载，过载增量与飞行速度V0、翼载P、升力系数CLα、垂直阵风速度w0有关。减少大气扰动所引起的法向过载，可以减轻机翼载荷V

V0

/

cos

αgL

CLαQSαgnz

1

CLα

QSw0

/

(V0G)

1

CLα

Qw0

/

(V0P)（2）引起结构弹性振动及乘座品质问题阵风会激励起飞机结构模态振动，对机身细长而挠性较大的高速飞机更为严重引起机身抖动，使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的能力：垂直振动过载超过0.2g时，仪表判读就很

；超过0.5g并持续几分钟，驾驶员由于担心飞机要出事故，而会改变飞机的高度和速度；横向振动过载的允许值约为垂直过载的1/2。增稳控制系统可以控制飞机的刚体运动，但不会控制或有意地改变飞机的结构振动。增稳系统仅可以部分减少由大气扰动所引起的飞机响应不希望的运动。减少大气扰动影响，可以减轻飞机结构重量2、大气扰动的数学描述大气扰动通常有三种形式：大气紊流、突风和风切变。大气紊流的数学模型叠加在常值风（平均风）上的连续随机脉冲。通常假设紊流是一种平稳、均匀、各态历经、各向同性的随机过程。该过程的统计特性不随时间变化。大气紊流有两种数学模型：1模型（Dryden）风速自功率谱函数：1ug

uu水平前向风：

()

2σ

2

Luπ

1

(L

)2v

vvgV侧向风：()

σ

2vL

1

3(L

)2π

[1

(L

)

]2

2w

ww垂直风：ϕwgw2

L

1

3(L

)2()

σπ

[1

(λ

)2

]2式中：Ω—空间频率，Lu、LV、LW—紊流尺度，σ

U

、σ

V

、σW—风速的均方值。模型形式简单，是有理式，可以作因式分解，有利于紊流的数值仿真。比较适于刚性飞机，不适于柔性飞机的弹性模态分析。（2）冯·卡门模型（Von.

Karman）大气紊流的速度功率谱模型为：水平前向风：侧向风：垂直风：模型为高阶无理分式函数,不便于加入线性方程中进行仿真。适于与飞机结构模态有关的飞行品质研究。uπ[1

(1.339L

)

]2

56Lu

12ug

()

σ2112883vvvLπ[1 (1.339L

)

] ()

σ

2vgv[1

(1.339L

)

]1128

3

wgw[1

8

(1.339Lw)2

]L ()

σ2

ww

π[1

(1.339L

)

]2）离散突风突风又称阵风，描述了确定性的风速变化。主要体现了水平及垂直风速急剧变化的梯度。上升暖气流，下降冷气流边缘，山脉、悬崖及温度变化地区、风暴边缘区都会出现风速的急剧变化。飞机处于强风力作用下，引起瞬态载荷，使飞机运动发生变化。离散突风模型为（1-cos）型。全波长离散风模型为：Vw

0

x

0离散突风主要由突风尺度dm和强度Vwm确定。使用时为使突风影响和飞机及飞控系统各有关自振频率相协调，应选用各种不同尺度dm的突风进行分折。0

x

2dmx

2dmw2

dmV

VWM

(1

COS

πx

)Vw

0x

0

wm2wm0

x

dx

dmmVwmd半波长离散风模型为：

0

Vπ

xV

(1

COS

)斜波型和阶跃型突风3）风切变在近地面时，空气粘性作用，风速不均匀，形成了随高度变化的风剖面，在不同高度上风速的大小及方向不同，此即风切变。水平风速w沿铅直方向有较大梯度变化。

风切变时对飞机起飞和着陆阶段飞行有重大影响。迎头风速减小，改变空速，减小了发推力，使飞机产生更大的下降速度，引起飞行轨迹的偏差，这在下滑阶段非常。飞机着陆时，已接近它的失速边界，空速降低是非常的，在风切变出现时必要迅速纠正和改出。我国规范中规定的风切变模型是线性的：W

W0

0.133H

(m

/

s)8785C

规范中规定的风切变模型为对数型：0l

n(H

z

)l

n(20

z

)W

(H

)

W20

0

其中z=0.15英尺(0.0612米)（C种飞行阶段），0W20是高度为20英尺（8.16米）处的风速。3、大气扰动对飞机运动的影响可得到产生给定频谱密度函数的成型滤波器传递函数：1）紊流仿真用模型： 模型因为时间频率ω

=V0

，紊流功率谱又可表示为：

利用成型滤波器方法来产生相应的有色噪声功率谱密度。单位强度的白色噪声，通过一个传递函数为G(s)的滤波器，产生随机过程x(λ)，则x(λ)的频谱密度函数为：Фx(

ω)

=G*(

jω)

G(jω)=∣G(jω)∣2式中：000001

u

u

uu

0

vvV)2ω2

]2

0

V2σ

2

LλV

π)2

ω2

]σ

2

LπVσ

2

LπV0

(ω)

(ω)

v

v

w

(ω)

w

w

[1

([1

3(Lv

V

)2

ω2

][1

(

L[1

3(Lw

V

)2

ω2

][1

(Lw

V

)2

ω2

]2Gu(s)

Ku

/(s

λu

)G

(s)

K

(s

β

)

/(s

λ

)2v

v

v

vw

0

w

wK

3V

σ

2

/

L

πK

2V

σ

2

/

L

πu

0

u

uK

3V

σ

2

/

L

πv

0

v

vβv

V0

/

3Lvβw

V0

/

3Lwi

0

iλ

V

/

L

,

(i

u,

v,

w)G

(s)

K

(s

β

)

/(s

λ

)2w

w

w

w为了简单起见，也可以近似将Gv(s)和Gw(s)简化为一阶模型Gv

(s)

Kv

/(s

λv1

),

λv1

V0

3

/

LvKw

/(s

λw1

),Gw

(s)

3

/

Lwλw1

V0阵风模型传递函数还可以转换为状态空间模型。（P185）2）紊流对飞机运动的影响x方向的紊流速度ug的作用相当于减少了前进速度：Vg

ugy方向紊流速度vg

的效果是引起侧滑角增量：βgz方向紊流速度wg的效果是引起攻角增量：飞机在受紊流作用时的运动方程为：大气紊流模型的输出vg，αg，βg作为飞机方程的干扰输入

vg

/

V0

A

q

θ

α

α

g

L

BL

δ

V

Vg

V

α

q

θ

β

β

βg

L

L

δ

r

0rϕ

p

A

p

B

δa

r

ϕ

αg

wg

/

V04、阵风减缓和乘座品质控制系统阻尼与增稳系统仅可以部分降低阵风引起的过载增量。阵风减缓系统需要消除阵风所引起的升力变化。基本原理：偏转相应的面，产生一个大小相等，方向相反的升力变化来抵消阵风的影响，其实质是直接力控制在抑制阵风干扰中的应用。可以使用机翼上的快速可调节的襟翼或副翼。也可使用机翼上的扰流片。要求上述这些 面有较好的动态响应特性。为了减缓飞机上局部位置的阵风法向过载，还可以在指定的位置上安装特殊的

面乘坐品质指标标MIL-F-9490D规定式中w/S-机翼载荷(单位机翼面积上可承受的垂直风速)飞机越大，该指标越小JRD<0.1—

乘坐舒适，乘务

工作负担轻JRD>0.28—为了减少大气扰动影响，必须改变飞机航迹、空速或高度飞机垂直速度方程：（老师书，p42，式1-63）不考虑舵面作用，质心处的法向加速度：法向力的气动导数（CD<<CLα）：若使JRD小，则要求飞机质心处的法向加速度小JRD

kCLα

/

(w

/

S

)JRD可用飞机质心处的加速度指标衡量mj

1w

Zjw

V

q

Z

δw

0

δ

jnzc.g

w

V0q

Zww22kρV

2

SρV

2Zww

0

CLαα

0

α

JRDw2zc.g于是得到：结论RD2kρVn

0

α

Jw其他乘坐品质指标乘坐品质C准则—法向加速度乘坐舒适性指数C与乘坐品质的描述关系法向过载增量穿越次数N—法向过载的振荡性如：在每分钟飞行时间内，驾驶员座位处的法向过载增量穿越0.5g的次数为N值范围与乘员评价间的描述关系仅是研究的阶段成果，尚未形成规范C1

2

11.9az

C3

1.15

6nz式中，az

为法向加速度的均

值4zC

1.8

10.6

wϕa

(w)dw00

yN

60N(

y)

exp(0.52

/

2σ

2

)N值范围N≦

55<N≦13N>13乘员评价舒适可接受不可接受C值范围C<22<C<33<C<44<C<5C>6乘坐品质等级非常舒适舒适中等舒适不舒适非常不舒适控制律设计B-52CCV试验机为了改善

处的乘座品质，在

座舱附近装了两片水平鸭翼。B-1轰炸机在驾驶舱下方机身两侧安装了一对30°下反角的水平前翼。对称偏转时，可形成垂直控制力，差动偏转时可形成水平控制力。（1）开环控制B-52CCV所采用的开环补偿方法，利用洗出网络和滤波器控制左右鸭翼产生直接升力，克服垂直阵风影响洗出网络是消除定常的过载信号，稳态时不起作用在飞机通过大气扰动区时法向过载的均方值减少了34％，重心和尾部过载的增加值小于5％。B-1B-52（2）闭环控制方案

波音公司在小型民用客机DHC-6上进行了乘座品质控制系统的研究。应用对称副翼偏转和升降舵以及扰流片实现垂直阵风减缓控制。将原有

面进行分割，提供部分但足够的权限用于阵风减缓系统：副翼分割出40％的翼面用于阵风减缓控升降舵提供了20％的翼面扰流片仅用于进场着陆，增强副翼产生的直接升力实现着陆过程中的乘座品质控制。质心处的加速度通过洗出网络驱动副翼和扰流片，改善乘坐品质。对2m/s风速的大气扰动,

前座和中座的旅客可以实现仅产生0.03g的乘座品质的指标要求；和

飞机相比,阵风所引起的法向过载在不同位置上分别减小了64％、44％和31％。P191有一个简单的例题，用LQR方法设计控制律。（3）大型飞机的机翼载荷减缓敏感阵风引起的翼尖处的法向加速度差Δny，控制副翼对称偏转，以减缓阵风引起的气动载荷。1、机翼处的加速度计，2、质心处的加速度计，3、4、5分别为不同通道上的滤波器，6和8分别为副翼及升降舵舵机。同时控制升降舵来减少副翼偏转所引起的飞机的角运动。A320飞机的阵风载荷减缓系统功能：利用副翼和外侧扰流片对称偏转实现该功能当机身载荷系数比驾驶员

给定的nzc值大0.3时，则副翼和外侧扰流片以很高的调节速度作卸载调节偏转（向上），该偏转至少保持0.5秒，然后

收回。副翼和扰流片偏转所造成的俯仰力矩由升降舵偏转来平衡。效益：机翼载荷减少15%；结构重量减少180kg，改善乘座品质。阵风减缓控制律设计举例阵风减缓的目的利用主动控制技术来减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减小机翼弯曲力矩、减轻机构疲劳和改善乘坐品质的目的。大气扰动引起攻角变化直接引起了过载的变化。为保持过载为零，理想的状况是由

面产生的过载完全抵消攻角产生的过载。常规飞行控制系统是力矩控制的方式，通过力矩改变飞机姿态产生攻角和侧滑角，从而间接产生控制力。为更好的降低阵风引起的过载增量，需要采用直接升力控制方式。带有角速度反馈的阻尼系统以及电传系统在一定程度上也可以降低阵风引起的过载增量；然而作用明显不如利用直接力的效果好。阵风减缓控制律设计举例考虑垂直阵风影响的纵向小扰动线性方程式中δ为控制矢量，各分量分别为升降舵，对称偏转的副翼、四组扰流片。由于飞机上的扰流片只能朝一个方向偏转，这里将扰流片预设在20°位置，从而可以相对该位置正负偏转（±20°）。完全消除阵风影响时：Bδ

(t)

Bwαw

(t)

0可令扰流片和对称偏转副翼有相同动作，将副翼和扰流片的对应值相加，得到一个等效的新控制量，短周期运动时消除阵风：000-160.2645100160.264500

v

a

-0.00813

7.56534

0

-9.8000d

ω

dt

z

-0.000449-0.66254100.000005

a

0.001008-0.51396-1.398690-0.000013

ωz0.000079

v

ϑ

ϑ

h

h

000000000000δ000000-0.000685

-0.0005294-0.0000798-0.00009340.00013

0.00013

-0.040841

-0.009345-0.0007084-0.000918400014466

0.00162

-2.2347

00-0.66254

-0.51396αw

δ

(t)

B1B

α

(t)n

n w

w控制系统结构

计算得到的阵风迎角经滤波、限幅后送给升降舵通道和副翼、扰流片，

与基本电传一起工作。副翼、扰流片组合与升降舵利用

中的模块，采用5000米高度上中等尺度的紊流风产生干扰风。wδe

234.0439

α对阵风迎角的开环控制为：

δ

仿真结果-854.8307

a'

无控飞机响应加入组合控制后的飞机阵风响应控制效果无控

向过载响应

加入组合控制的法向过载响应无控制时最大过载为0.1147,有控制时为0.0555,最大值约减小了52%。从图还可看出，有控制时过载很快衰减到较小值，而无控制时则衰减得较慢。但有控制作用时，过载增量衰减到0的时间要比无控制的开环响应时间要长。考虑到各舵面的

权限，实际能达到的减缓能力要低于这个值。无控制作用时，过载的均

值为0.0447

，控制后的过载均

为0.0255，减少了43%。阵风减缓具有一定的效果。用余弦风检验余弦风-近似于阶跃风5.6

机动载荷控制根据飞机的机动状态，主动调节机翼上的载荷分布，从而达到所要求的性能。大型飞机（如

机、旅客机、轰炸机等）机翼面积大，机翼承受的载荷也大。机动载荷控制的目的，是重新分布机翼的升力，减小翼根的弯曲力矩，减轻疲劳载荷和机翼的重量，也叫机翼载荷控制。小型战斗机机动时希望增大机翼的升阻比，以增强飞机的机动能力，提高飞机的效率,叫做机动载荷控制。1）大型飞机的机翼载荷控制1大型飞机机翼载荷控制的要求巡航飞行时，机翼过载g=1机动飞行时，机翼过载g>1,载荷分布不变翼根的弯曲力矩增大，与过载系数成比例最大机动时机翼的大部分承载能力作用于翼根处，容易引起结构疲劳要求机翼大梁断面有足够的面积，从而使机翼重量增加。机翼的弯矩与扭矩机翼升力、发

重量、机翼结构重量某型布局机翼弯曲力矩计算数值结论：翼根处弯曲力矩最大，翼尖处最小-1012345x

106力矩(N*m)机翼的弯矩与扭矩曲线图051015展长位置(m)202530-6-4-20246x

10弯曲力矩扭转力矩（1）大型飞机机翼载荷控制的要求（续）减小翼根弯曲力矩的方法机翼上的压力向机身处移动增加翼根升力，减小翼尖升力机翼载荷控制要求机动飞行时，将升力重新分布，保持总升力不变，升力向翼根处集中，力臂减少，使翼根处的弯曲力矩减小，在相同的安全系数下，机翼的结构重量将会减轻。控制方案开环：依据规定程序偏

面，无需反馈，何时进入难以确定闭环：测量法向过载、翼根弯矩，作为反馈形成闭环关键：区别是阵风引起还是飞机机动要求的（2）机动飞行时升力重新分布的实现方法

对称向上偏转外侧副翼，使机翼外侧的升力减少，通常可使机翼结构重量降低8.2%，（图A）；后缘机翼向下偏转，使机翼内侧升力增加，通常可减轻机翼结构重量4.4%（图B）外侧副翼与内侧后缘襟翼组合运动，即副翼对称向上偏转，襟翼同时向下偏转。此时机翼的结构重量可降低12.2%，（图C）；采用翼尖副翼对称向上偏转，此时效益更佳，可使机翼结构重量减轻16.8%（图D）。

如果机翼还有其它辅助 面，如扰流片、前缘机动襟翼或整个机翼外段可偏转时，也可以适当组合来实现机翼升力的重新分布。B-52CCV验证机的机动载荷控制系统（p195）利用机翼外侧副翼及内侧后缘机动