补偿方法研究
肖成方袁陈林袁李玉飞袁涂慧玲袁巩立艳
渊航空工业洪都袁江西南昌330024)
摘要院现代战机普遍采用数字电传飞行控制系统进行增稳和控制。法向过载是飞控系统的重要反馈。受本文以某型电传飞机为重力影响，法向过载传感器的测量值会随飞机姿态变化，给飞机的配平和操纵带来困难。并通过仿真验证其效果。例，利用飞机姿态信息对法向过载传感器测量值进行补偿，
姿态；补偿关键词院电传飞行控制系统；法向过载传感器；
ResearchontheCompensationMethodofNormalAccelerometersfor
Fly-by-wireFlightControlSystems
XiaoChengfang，ChenLin，LiYufei，TuHuiling，GongLiyan
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)
Abstract：Digitalfly-by-wireflightcontrolsystemiswidelyusedonmodernfightersforstabilityaugmentationandcontrol.NormalG-loadisanimportantfeedbackoftheflightcontrolsystem.Affectedbygravity,themeasuredvaluesofnormalaccelerometerwillchangewithaircraftattitude,whichwillbringdifficultiestoaircrafttrimmingandaccelerometersbyusingaircraftattitudeinformation,andverifyitseffectviasimulation.
handling.Inthispaperwechoseafly-by-wireaircraftasanexample,compensatethemeasuredvaluesofnormalKeywords:Fly-by-wireflightcontrolsystem;Normalaccelerometer;Attitude;Compensation
0引言
现代高性能战机普遍采用数字电传飞行控制系统进行增稳和控制。法向过载传感器作为飞控系统为系统提供法向过载反馈，以实的主要传感器之一，
边界限制等功能。现控制增稳、
法向过载传感器在工作时不仅能测出由飞机运动产生的法向过载，还可测出重力加速度在传感器测量轴上的分量，且该分量会随飞机姿态而变化。这特别是在俯仰角较大的情况下，会给在飞行过程中，
飞机的配平和操纵带来问题。
觶yt为机体yt轴上的加速度；式中：vvzt为机体zt轴上的速度；棕x为滚转角速率；vxt为机体xt轴上的速度；棕z为俯仰角速率；谆为俯仰角；酌为滚转角。
若法向过载传感器的敏感轴在机体对称面内，与机体yt轴平行，则传感器处的法向过载为：
觶z)lxs-1(棕2+棕2)lysNys=Nyg+1(棕x棕y+棕
ggxz觶yt-vzt棕x+vxt棕z)+cos谆cos酌Nyg=1(vg觶z为俯仰角加速度；式中：棕y为偏航角速率；棕lxs为传感器位置在机体坐标系xt轴上的坐标；lys为传感器位置在机体坐标系yt轴上的坐标。
重心处的法向过载Nyg与飞机从公式可以看出，
运动状态和姿态有关，法向过载传感器的测量值Nys1原理分析
飞机重心处的法向过载为：66教练机2017.NO.2
还与传感器安装位置有关。当飞机处于定常直线飞行状态时，v觶yt感器的测量值=棕xN=棕y=棕z=棕zys传飞行控制=Nyg系统=cos的谆=0纵cos，所以向控制酌。
，此时法向过载传
电律通常采用指令
法向过载的控制方式，典型纵向控制律的结构简图如图1所示。
Dz1Czcmd
KPNys2Ny0KI1
s
Dertz
1KWZ
Alpha
Wz34KA
图1纵向控制律结构简图
图1中：Dz为纵向杆位移；Dzcmd为纵向杆指令；Nys为法向过载传感器的反馈信号；Alpha为迎角传感器的Dertz反馈信号；Wz为俯仰角速率传感器的反馈信号；在为平尾纵向控制偏度。
律中通常会将法向过载传感器的测
量值减去1，即令图1中的Ny0=1，将Nys-Ny0的值作为反馈信号，以消除重力对法向过载传感器测量的影响。在理想情况下，若飞行员不进行操纵，纵向杆指令Dzcmd=0，此时若Nys-Ny0=Dzcmd=0，反馈与指令相等，飞机纵向就能保持定常飞行。但从公式可以看出，当飞机处于定常直线飞行状态时，法向过载传感器的测量值Nys=Nyg=cos谆cos酌，只要飞机的俯仰角或滚转角不为0毅，就会出现Nys-Ny0屹Dzcmd的情况，反馈与指令不相等，飞机纵向就会出现非指令性运动，需要飞行员动杆操纵才能维持定常飞行状态，无法自动配平。
2解决方法
由于飞机进行定常直线飞行时，法向过载传感器的测量值Nys=cos谆cos酌，所以最好的方法是根据飞机姿态进行补偿，令Ny0=cos谆cos酌，则无论飞机是在平飞0，飞机、爬升还是下降，都能实现Nys-Ny0=Dzcmd=选就取可以某型电自动传配飞平。
机进行六自由度仿真，初始状
态为在高度5km、速度0.6M水平直线飞行，分别通过拉杆和推杆操纵使飞机进入爬升和俯冲状态，以检查飞控系统在不同俯仰姿态下的自动配平效果。
荫专题研究从图2和图3可以看出，如果不根据飞机姿态对法向过载传感器进行补偿，当飞机进入爬升或俯冲状态后，即使飞行员不进行操纵，飞机也会自动抬头，在根据姿态进行补偿后，飞机在进行爬升或俯冲时俯仰姿态能保持稳定。
6040
20
有无姿姿态补偿2000246810121416
18态补偿20
10-10
0602468101214161820
420
02468
时10间/s
12
14161820
图2拉杆爬升对比曲线
20有无姿姿态态补补偿偿-200
-401002
4
6
8
10
12
14
16
1820
-100-20
202468101214161820
-20
-40246
8时间10
/s
1214161820
图3推杆俯冲对比曲线
选取与上文相同的飞机和初始状态进行六自由度仿真，分别进行拉杆和压杆操纵，对比姿态补偿一直接通和在动杆时切断姿态补偿的效果。
0毅时，从Ny0=cos图4可以谆cos看酌约出1，，在号Nys-Ny0跃Nys-1，如果纵向会使飞姿态机机补动达到偿中一，当的直俯仰法接向通角过载，
反酌屹
信馈减小，影响飞机机动性。从图5可以看出，在横向机动中，如果姿态补偿一直接通，会使飞机俯仰角、迎角、航迹角、俯仰角速率和法向过载的变化量更大，因此，应在动杆操纵时切断姿态补偿。
选取与上文相同的飞机和初始状态进行六自由度仿真，通过压杆操纵使飞机进入带滚转角的倾斜状态，以对比飞控系统在根据俯仰角和滚转角进行
教练机2017.NO.2
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教练机补偿（Ny0=cos谆cos酌）和仅根据俯仰角进行补偿（Ny0=cos谆）的效果。
80
604020动姿杆态切断姿态补偿
40001234567
8补偿一直9接通
10
20-2008012345678910
64200
1234
时间5/s
678910
图4纵向机动对比曲线
5动姿杆态切补断偿姿一态直补接偿通
-50
12345678910-11001.5-20123456789100.511000012345678910-10000
1
2
3
4
时间5/s
6
7
8
9
10
图5横向机动对比曲线
行0毅时补，从偿cos图6可以动中，当滚转角酌屹
，反酌约馈1，信cos号谆看cos出Nys-cos酌约，在cos横谆向谆，机约Nys-cos如果仅谆根cos据酌俯仰，会使平
角进
尾后缘上偏的角度更大，滚转中飞机俯仰角、迎角、cos航迹谆角和法向过载的变化量更小，因此应该令Ny0=
5，仅根据俯仰角进行补偿。
不根根据据滚滚转转角角补补偿偿-50201234567891001.5-20123456789100.511000012345678910-100001234时间5/s678910图6横向机动对比曲线
68教练机2017.NO.2
3工程实现需考虑的问题
电传飞行控制系统在飞控计算机、传感器和电源等部分都会采用多余度配置和余度管理技术以达到足够高的可靠性，而飞机姿态信号一般来源于航电系统中的惯性导航系统，
可靠性较低，如果将姿态信号直接接入飞控系统，会降低整个飞控系统的可靠性，因此，如果要使用姿态信号对法向过载传感器进行补偿，航电系统应与飞控系统进行综合设计，采用余度管理等方法使其具有与飞控系统同样高的可靠性，或在飞控系统中自带高可靠性的姿态传感器。
另一个问题是通过何种方法来判断飞行员是否动杆，如果飞控系统接收的杆信号是杆力，可直接通过杆力来判断，如果接收的杆信号是杆位移，则驾驶杆在松杆后应能回到固定的中立位置，通过杆位移来进行判断，如果驾驶杆不能在松杆后回到固定的中立位置，例如对于采用机械配平系统的驾驶杆，就需要加装额外的力传感器，通过杆力来判断。
4结语
根据飞机姿态对法向过载传感器的测量值进行补偿，可以有效实现不同状态下的自动配平，并且能大幅减少飞行中所需的配平操作，减轻飞行员操纵负担，目前该方法已在世界很多先进战机上采用。
参考文献
共和国航空工业[1]顾诵芬,等.飞部.飞行,1983.机飞行品质计算手册.中华人民1987,1.
[2]肖业伦器运动方程.北京:北京航空学院,
渊收稿日期院2017-03-11冤
>>>作者简介
肖成方袁男袁1983年出生袁2007年毕业于西北工业大学袁工程师袁主要研究领域为电传飞行控制系统袁飞行控制律设计遥
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