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1、第26卷 第6期2008年12月飞 行 力 学FL IGHTDYNAMICSVol.26N o.6D ec.2008收稿日期:2008201214;修订日期:2008208229基金项目:航空科学基金资助项目(20060718001)作者简介:张 晶(19822),女,河北保定人,博士研究生,研究方向为先进飞机综合控制技术;申功璋(19452),男,江苏苏州人,教授/博导,研究方向为导航、制导与控制;杨凌宇(19792),男,吉林吉林市人,博士,研究方向为先进飞行控制技术。飞机主动重心控制系统设计及应用张 晶,申功璋,杨凌宇(北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院,北京100191)摘 要:
2、以我国先进飞机需求牵引为背景,研究了主动重心控制系统方案和设计方法。首先,构建了一种飞机主动重心控制系统结构方案,用于协调纵向重心与气动焦点之间的关系;其次,基于平衡输油系统建立了重心位移模型,提出了最佳重心位置设计准则,在此基础上设计了基于干扰观测器补偿的主动重心控制器,并将其应用到某型飞机超声速巡航中。仿真结果表明,该主动重心控制系统合理地协调了飞机的纵向稳定性和操纵性,并有效地减小了巡航阻力,提高了巡航的效率和航程。关 键 词:重心;主动重心控制;巡航;燃油系统中图分类号:V24911 文献标识码:A文章编号:100220853(2008)0620068205引言飞机飞行中俯仰姿态的改变
3、、燃油消耗、武器发射、起落架收放以及设备移动等因素均会不同程度地影响飞机重心位置 1。传统的重心控制方法是当重心发生偏移或超限后,根据稳定性和操纵性的要求被动地调整重心位置,这在一定程度上限制了飞机性能的充分发挥。主动重心控制技术可有效解决上述问题。该技术是 20世纪 80年代提出来的一种新技术2,3,它是在飞行过程中,通过管理飞机燃油系统或其它设备主动地控制重心位置,实现飞机重心和气动焦点的合理匹配,从而达到优化飞行性能、降低维护费用、充分发挥飞机潜力的目的。目前,主动重心控制技术在美国、欧洲等航空发达国家得到了广泛的研究和应用。欧洲 A irbus In2dustrie将主动重心控制技术应
4、用到A300,A310 系列飞机中 2,达到了减少飞行阻力的目的。协和号客机也采用主动重心控制技术降低飞行阻力,维持飞机在超声速飞行时的易操纵性2。近几年,美国学者已开始了多操纵面超声速作战飞机主动重心控制技术的研究工作3。在已有研究基础上,本文设计了适用于先进飞机的主动重心控制系统,它是在不同的飞行条件下,主动地控制飞机的纵向重心位置,使飞机的重心与气动焦点合理匹配,从而降低了飞行阻力,在一定程度上改善了飞行性能,具有一定的应用价值。1 主动重心控制系统结构国外先进飞机主动重心控制技术的应用情况表明,该项技术主要应用于飞机亚声速或超声速巡航段2,3,即在亚声速巡航时,由主动重心控制系统对原设
5、计重心进行优化,改善飞行性能;在超声速巡航时,由于气动焦点大幅度后移,因此主动重心控制系统则使重心随焦点的变化而向后移动,保持巡航最佳静稳定度。根据主动重心控制系统的上述特点,构建如图1 所示的飞机主动重心控制系统结 构方案。图1主动重心控制系统结构名师资料总结-精品资料欢迎下载-名师精心整理-第 1 页，共 5 页 -该系统根据飞行状态(h,M a)和重心位置评定准则 3,4 获得最佳重心位置xc;主动重心控制器以最佳重心位置xc和实际重心位置xcg的差值为输入,通过管理燃油体积流量Q2,3来调整飞机燃油系统油量分布,进而改变飞机重心位置,使其在重心允许范围内向最佳位置xc移动,从而使飞机获
6、得更满意的操纵品质和巡航性能。2 主动重心控制系统设计211最佳重心位置设计结合上述主动重心控制系统结构方案,本文设计了飞机巡航段最佳重心位置。最佳重心位置的设计是在由稳定边界和操纵边界所构成的有界闭集 之内,根据飞行状态(h,M a),以巡航阻力D最小为准则获得最佳纵向重心位置xc。即D(xc)=minxcgD(xcg)按照上述准则确定的xc可满足飞机巡航时纵向操纵性和稳定性品质要求,并在一定程度上减小飞机飞行阻力,获得飞行性能和经济性等方面的收益。飞机阻力系数可表示为4,5:CD=CD 0+CD iCD i=AysC2Lys+SwSAwC2Lw+CDintCD int=2SwSCLwAys
7、(30+3CLys)(1)式中,CD,CD0,CD i分别为总阻力系数、零升阻力系数和升致阻力系数;CDint为翼身组合体与尾翼之间的干扰阻力系数;CL ys,CLw分别为翼身组合体、尾翼升力系数;Ays,Aw分别为翼身组合体、尾翼升致阻力因子;S,Sw分别为机翼和尾翼面积;30,3为干扰因子4,5,且 30=0/(2Ays),3=l/(2AysCL ys)。在气动力线性范围内,作用在配平状态飞行的飞机上的升力和俯仰力矩系数为4:CL=CLys+SwSCLw=GqS(2)Cm z=Cmz0+CLysxcgcA-xyscA-SwSCLwxwcA-xcgcA=0(3)式中,G为飞机重量;q为动压;
8、Cm z,Cm z0分别为俯仰力矩系数和零升力矩系数;xys,xw分别为翼身组合体焦点位置和尾臂;cA为机翼平均气动弦长。为书写方便,引入重心因子F(xcg)5:F(xcg)=xcg-xysxw-xys+Cm z 0cACL(xw-xys)将式(1)式(3)整理可得CD i与F(xcg)的关系为:CDi=AysC2L-2AysC2L1-3-30CLF(xcg)+AysC2L1+SSwAwAys-23F2(xcg)(4)根据飞机总阻力的定义D=qSCD,结合式(1)、式(4)可获得飞机巡航阻力D与F(xcg)的关系为:D=qSCD0+AysG2qS1-21-3-30CLF(xcg)+1+SSwA
9、wAys-23F2(xcg)(5)由式(5)可知,在一定的飞行状态(h,M a)下,D与F(xcg)成二次函数关系。当飞机重心xcg移动时,F(xcg)随之改变,因此巡航阻力D也会发生变化。在飞机构型确定的前提下,利用重心位置的调整获得最小阻力,可提高飞行性能,获得潜在的经济效益。根据式(5),由巡航阻力D对重心xcg微分即可求得最小阻力重心位置,即5D5xcg=5D5F(xcg)5F(xcg)5xcg=0可得最小阻力重心位置为:xcgDm in=xys+1-3-30CL1+SSwAwAys-2 3(xw-xys)-Cmz0cACL(6)由xcgDmin和重心允许范围可确定最佳重心位置xc为:
10、xc=xcgDmin(xcgDm in)xcg(xcgDm in|)(7)由式(7)可知,影响飞机最佳重心位置的两大因素是最小阻力重心位置和重心允许范围。当最小阻力重心位置满足飞机稳定边界、操纵边界约束时,最佳重心即是最小阻力重心;否则,最佳重心取重心允许范围的边界值,一般为飞机稳定边界所决定的重心后限。96第6期张 晶等.飞机主动重心控制系统设计及应用名师资料总结-精品资料欢迎下载-名师精心整理-第 2 页，共 5 页 -212重心位移模型某型飞机燃油系统结构如图2所示。系统包括前油箱、中央油箱、机翼油箱和后油箱四组。各油箱之间通过输油管路连接,每个油箱均安装输油泵,并设有活门以调节输油流量
11、。图2 飞机燃油系统结构图本文根据燃油系统传输燃油所引起的重心变化规律建立纵向重心位移模型,并将管路中剩余燃油对重心的影响作为系统的未知干扰处理。根据飞机重心位置的定义:xcg=ni=1Wixini=1Wi(8)可得初始t0时刻纵向重心位置为:xcg(t0)=ni=1Vfi(t0)xfi+W0 x0W(9)式中,W为飞机总重;为燃油密度;Vfi(t0)为初始各油箱余油量;xfi为各油箱余油的纵向重心坐标(i=1,n);W0为飞机零燃油总重;x0为零燃油重心坐标。设各油箱燃油体积流量为Qi(i=1,n),则在t时刻由平衡输油系统传输燃油产生的飞机纵向重心位移为:xcg(t)=ni=1Vfi(t)
12、xfi+W0 x0WVf i(t)=Vfi(t0)+tt0Qi()d(10)由式(9)、式(10)可得,重心xcg(t)与燃油体积流量Qi之间的关系为:xcg(t)=xcg(t0)+ni=1xfitt0Qi()dW(11)由式(11)可得重心位移模型为:x?cg(t)=ni=1Qi(t)xfiW(12)该模型建立了飞机重心后移速率x?cg与燃油体积流量Qi之间的关系。213基于干扰观测器的主动重心控制器设计飞机飞行过程中,重心易受到各种干扰的影响,包括飞机姿态变化、燃油消耗、人员或设备移动等,因此有必要设计具有抗干扰能力的控制器以对飞机重心进行有效的控制。干扰观测器技术是近年来自动控制领域研究
13、的热点 6,7,具有实现简单、物理含义明确等优点,因此本文采用干扰观测器对主动重心控制系统的干扰进行估计,以提高系统的控制性能。首先,基于标称模型设计最优主动重心控制律,以作为系统的标称控制量u;其次,由干扰观测器估计系统未知干扰d,根据估计值d设计有效的补偿控制u0以抵消d对系统的影响 6,从而提高系统的控制性能,具体的控制结构如图3所示。图3基于干扰观测器的主动重心控制结构考虑系统干扰,将式(12)所示的重心位移模型化为一般形式:x?(t)=g1u(t)+g2(x)dy(t)=x(t)(13)式中,xR,yR,uRn;dRn表示系统的未知干扰,且认为扰动随时间变化较慢;g1R1n,g2R1
14、n,且g1,g2满足匹配条件,即存在函数g0(x)Rnn,使g1g0(x)=g2(x)成立6。根据图3所示控制结构,控制律设计过程如下:(1)令d=0,根据线性二次型最优控制理论,设计使性能指标J=120(xTQx+uTRu)dt取极小的最优主动重心控制律为:u(t)=-R-1gT1Kx(t)=-Kx(t)式中,K为最优反馈增益阵。最优控制律u(t)的具体设计详见文献8。07飞 行 力 学第26卷名师资料总结-精品资料欢迎下载-名师精心整理-第 3 页，共 5 页 -(2)当d0时,最优控制性能将降低甚至失效。根据控制结构,设计干扰观测器以补偿干扰的影响,即u=u-u0,u0=g0(x)d(1
15、4)式中,u0为根据干扰观测器输出设计的补偿控制量;d为干扰d的估计。干扰观测器设计为 7:d=z+(x)z?=-l(x)g2(x)z-l(x)g2(x)(x)+g1u 式中,zRn为干扰观测器的内部状态;(x)Rn为设计时选择的函数;l(x)Rn1为观测器增益,且满足l(x)=5(x)/5x。定义干扰观测器的估计误差为:e=d-d(15)考虑到相对于观测器动态,未知干扰变化较慢,即d?0,则由式(15)可得观测器误差动态特性为:e?=d?-d?-z?-5 0,则可使观测器的估计误差全局指数稳定,即d可按指数形式逼近d。3 仿真分析311主动重心控制系统以某型飞机在h=11 km,M a=11
16、2的超声速巡航为例进行仿真。飞机总重W=249 900 N,燃油密度=775 kg/m3,各油箱余油纵向重心坐标为xf=3188,8154,14126m,翼身组合体与尾翼之间的干扰阻力作用 0=0,l=01033,重心范围=0131,0151 cA。根据第211节所叙述的最佳重心位置设计准则式(6)可得最小阻力重心位置xcgDm in=0149cA,由于最小阻力重心位置满足飞机稳定边界、操纵边界约束,则由式(7)可得最佳重心xc=0149cA。根据某型飞机重心原始数据,可将传输管路中的剩余燃油、燃油消耗等因素对重心的影响通常等效成幅值为0104cA的复合干扰。根据设计经验选取干扰观测器增益l(
17、x)=20,(x)=l(x)x,基于干扰观测器的主动重心控制仿真结果如图4所示。图4重心xcg随时间t的变化曲线由图 4可知,当系统存在干扰时,本文设计的干扰观测器可以准确地估计主动重心控制系统中存在的未知干扰和不确定性;采用干扰观测器进行补偿,系统的响应曲线明显优于未加任何补偿的效果,重心xcg可平稳而且迅速地跟踪最佳重心位置xc,整个系统表现出良好的控制特性。312主动重心控制系统在超声速巡航中的应用将所设计的主动重心控制系统应用到该机超声速巡航中,h=11 km,M a=112,仿真结果如图5、图6所示。图5 升致阻力和巡航阻力的变化曲线图6主动重心控制应用前后配平升阻极曲线对比由图 5
18、可知,采用主动重心控制技术,可使飞机的升致阻力减小约50%,超声速巡航时的总阻力由原来的69105 kN减小到65116 kN,减小了近6%,从17第6期张 晶等.飞机主动重心控制系统设计及应用名师资料总结-精品资料欢迎下载-名师精心整理-第 4 页，共 5 页 -而在一定程度上改善了飞机的飞行性能。由图 6可知,由于飞机超声速巡航阻力减小,配平升阻比得到了显著提高。飞机巡航阻力的降低使飞机的燃油消耗减小(节省燃油5115%),增大了巡航航程(增加航程5143%),获得了显著的经济效益(见表 1)。表1飞机巡航性能对比控制方式Wf/kg?s-1L/km未采用主动重心控制110681 49211
19、采用主动重心控制110131 57311由以上仿真结果可知,将主动重心控制系统应用到某型飞机超声速巡航中,通过重心与气动焦点的合理匹配减小了飞机超声速巡航时的阻力,提高了巡航的效率和航程,达到了设计目的。4 结束语本文构建了一种适用于先进飞机的主动重心控制系统结构方案,在此基础上建立了重心位移模型,提出了最佳重心位置设计准则,并设计了具有抗干扰能力的主动重心控制器对重心进行有效的控制。最后将主动重心控制系统应用到某型飞机超声速巡航中,通过重心与气动焦点的合理匹配优化飞行性能,减小巡航阻力并增大巡航航程。本文所建立的重心位移模型仅考虑了飞机平衡输油系统传输燃油对重心的影响,系统结构和输油顺序相对
20、简单,还需开展深入研究。参考文献:1 税清才,王秋萍.飞机重心允许范围设计准则 J.飞行力学,2003,21(3):63266.2 Huber B.Center of Gravity Control on A irbus A ircraft:Fu2el,Range and Loading C.The 47th AnnualConferenceof the Society of A llied W eight Engineers,Plymouth,M ich2igan,1988:1235.3 Lee H,MorgensternJ,Am inpour H.A ircraft with Active
21、Center of Gravity Control:US,6913228 P.20052725.4 Sachs G.M inimum Trimmed D rag and Op timum c.g.Posi2tion J.Journal of A ircraft,1978,15(8):4562459.5 真启成.J27飞机最小阻力重心位置的探讨 J.飞行力学,1991,9(3):40246.6 朱 亮,姜长生.基于非线性干扰观测器的空天飞行器轨迹线性化控制 J.南京航空航天大学学报,2007,39(4):4912495.7 Chen W H.Nonlinear Disturbance Obser
22、ver2Enhanced Dy2nam ic Inversion Contr ol of M issiles J.Journal of Guid2ance,Control,and Dynam ics,2003,26(1):1612166.8 张洪钺,王 青.最优控制理论与应用M.北京:高等教育出版社,2006:68290.Design of Acti ve Center of Gravity ControlSyste m forA ircraft and Its Appli cationsZHANG Jing,SHEN Gong2zhang,YANG L ing2 yu(School of A
23、utomation Science and Electrical Engineering,Beijing U niversity of Aeronauticsand Astronautics,B eijing100191,China)Abstract:According to practical requestof advancedaircraft,the architecture andmethods of an active centerof gravity control syste m are presented.Firstly,the architecture of theactiv
24、e centerof gravity control syste m appliedto advanced aircraft is established,which can coordinate center of gravity with aer odynamic center.Secondly,basedon a fuel transfer syste m,themodel of c.g.movement is established;then the formula of optimal c.g.ispresented,and active center of gravity cont
25、roller basedon a disturbance observer is designed to control c.g.posi2tion effectively.The si mulation resultsshowthat the active centerof gravity control syste m can coordinate longitudi2nal stability with maneuverability well;while it is applied to supers onic cruise,cruise drag of the given aircraft isreduced,and then cruise efficiency and range is increased.Key words:center of gravity;active center of gravity control;cruise;fuel syste m(编辑:王育林)27飞 行 力 学第26卷名师资料总结-精品资料欢迎下载-名师精心整理-第 5 页，共 5 页 -