民用飞机侧风影响下的纠偏研究

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1、民用飞机侧风影响下的纠偏研究马大卫南京航空航天大学摘要：建立了某民用飞机在侧风影响下的数学模型，在给定其航向速度和侧向风速的情况下，得到其在平衡状态下的数值解。根据预瞄理论及PID控制技术，采用Amesim软件建立了E行员方向控制模型，基于Lms.Virtual.LabMotion软件建立了飞机的虚拟样机，通过定义输入变量（前轮转角）和输出变量（侧向位移、速度），实现了基于Lms.Virtual.labMotion和Amesim的飞机侧风稳定性研究，得到了飞机在受侧风影响下的动态响应。结果表明此系统具有良好的纠偏效果，很好的控制了飞机的横向偏移；通过将联合仿真

2、得到的最终稳态值,与方程数值解相对比，两者近似符合，从而验证了用此闭环控制系统來模拟飞机受不对称载荷作用下的动态响应过程的可行性。引言由于飞机地面运动品质和操纵特性的研究直接关系到飞机起降的安全，评估飞机地面操纵运动时的响应对于飞机的设计和飞行安全有重要意义，故现代飞机对飞机地面运行特性的要求越来越高一习。而现有对飞机地面特性的研究主要集中在飞机的着陆缓冲、滑行减震、前轮转弯、刹车操纵等方面但对于飞机的非对称操纵动力学（侧风滑跑或一侧主轮胎泄气）方面的研究却少之又少⑹。而在实际情况中，飞机在地面滑行期间由于风速的影响，经常所受不对称载荷的作用，故对这一方向的研

3、究重要性又不言而喻。虽然飞机在受非对称载荷作用下，可对机体进行全面的受力分析，从而建立飞机最后在平衡状态下直线滑跑的数学模型。但是我们更为关心的是飞机在受非对称载荷影响到最后保持直线滑跑的过程屮，飞行员操纵飞机前轮尽可能使飞机不偏离初始轨道这一调节过程，因为绝大部分事故将发生在此阶段，而这一调节过程却很难建立一个准确的数学模型来描述，基于此笔者希望建立一套有效的闭坏控制系统模型，来模拟飞机滑跑时受不对称载荷作用下的动态响应过程。本文主要从飞机在滑跑过稈中所受侧风影响为出发点，首先建立了飞机受恒定侧风影响下，最后静力平衡状态下的数学模型，并对此状态进行数值求解。

4、随后在郭孔辉院士的预瞄跟随理论基础⑼上，提出一套适用于飞机的侧向偏移控制算法，并结合PID控制策略在Amesim屮建立了飞行员方向控制模型并进行飞机侧风稳定性虚拟试验；本试验中采用多体动力学软件Lms.Virtual.LabMotion建立了完善的飞机模型，高自由度的飞机模型能充分反映岀实际飞机复杂的非线性特性，以此检验闭环系统的控制效果更加接近实际情况。1.飞机侧风滑跑操纵动力学模型1.1数学模型的建立飞机地面滑行期间，由于侧风引起的不对称载荷，由地面作用于飞机轮胎上的侧向载荷抗衡。该侧向载荷引起前、主轮胎不一致的偏航角，为了保持飞机直线滑行需偏转前轮，使前

5、、主轮有相同的速度方向。图1侧风影响卜操纵飞机地面运动静力平衡根据其受力关系图可以建立该平衡状态的运动方程组：Fe一“（心i+心2）-cosqS“sina=0（1）②S,“+&(“y)—S“cosa—F心)=0(2)③工巴=o心+臨+&+G=0(3)④M心)-M心+(Rm2-Rml)C(4)+(S冲一cosa)H=0⑤工My=0R“(A—B)—GB—FeH=0⑥工=0(5)Mg+MR泌-R“QC-S“A-M2(巧)-(6)Sncosa(A-B)=0⑦前、主伦胎运动方向一致盅+-Q=0(7)⑧前、主轮胎偏航角函数关系(8)s严fS(9)其中土⑹=[1.20/D)

6、-8.8(^/Df]Ce(p+0MPR)W20,式中5为轮胎压缩量；£＞为轮胎外直径；C(为轮胎偏航系数；〃和厶分别为轮胎实际充气压力和轮胎额定充气压力。⑨方向舵偏角与前伦操纵角关系3=ka=^^a(10)0nax⑩方向舵侧向力关系F严F、g)=”0c翻(11)式①〜⑩中各符号的意义是：坊为发动机推力；“为轮胎与地面的滑动摩擦系数；心为左侧主轮载荷；心2为右侧主轮载荷；忆为前轮载荷；G为前轮转角；S”为前轮侧向力；S加为主轮侧向力；仇，为主轮偏航角；q为前轮偏航角；化为机体所受侧风影响下的侧向力，可向飞机质心方向等效为行，M心),M沢知如此形式的一个力与两个力

7、矩；为飞机偏转舵面所产生的侧向力，可向飞机质心方向等效为他，M畑如此形式的一个力与两个力矩；G为飞机所受重力；4为前、主轮距；B为主轮与飞机质心的间距；C为半主轮距；H为地面与飞机质心的间距。p为空气密度；V为空气来流速度。1.2气动力的计算模型屮气动力的计算，因为由侧风产生的侧滑角对飞机的影响占主要因素，故忽略飞机迎角的影响。由于侧向来流的作用，使总来流方向与飞机对称面成一夹角0,此时作用于飞机上的气动力是左右不对称的，由此将会出现侧向力Fjs,滚转力矩和偏航力矩M2{wy}o在机体轴系屮的侧向力和横航向力矩可用下式表示：F.=^pV2WCy^(12)二护昵

8、(13)M心)=*"讪厶卬0(14)与