直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎機理分析及控制律設(shè)計

王國才

(海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是現(xiàn)代直升機自動駕駛儀必備的功能之一。直升機進行轉(zhuǎn)彎機動或?qū)Ш斤w行時，如果不能實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，便會出現(xiàn)側(cè)滑，使飛行阻力增大，乘坐品質(zhì)變差。因此，合理設(shè)計相應(yīng)的控制律，實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能，對改善直升機的飛行品質(zhì)和操縱品質(zhì)無疑具有重要的實際意義。

針對直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計，文獻［1］開發(fā)了基于MFCS的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)控制律，給出了結(jié)構(gòu)配置及系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計的具體方法。文獻［2］采用了常用的全包線調(diào)參方法，但計算量較大。文獻［3］采用LQG與PID相結(jié)合的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律結(jié)構(gòu)，然而給出的結(jié)果形式上比較復(fù)雜。文獻［4］將直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的參數(shù)擬配問題作為一個含有約束的多目標優(yōu)化問題處理，采用多目標遺傳算法在全包線范圍內(nèi)進行搜索，所設(shè)計參數(shù)的物理意義不很明確。上述文獻給出的方法各具特色，都具有參考價值和理論意義，但在對協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎機理分析和控制律結(jié)構(gòu)參數(shù)的物理解釋方面還顯不足，且在工程實現(xiàn)及試飛調(diào)參上具有一定難度。

本文針對某型直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計指標要求及存在的具體問題，從物理原理上分析了飛機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎應(yīng)滿足的條件，確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的關(guān)鍵參數(shù)，進而給出了控制律合理的結(jié)構(gòu)，采用分析、仿真等手段完成了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計。針對某型直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎存在的具體問題，設(shè)計了退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎切換到航向穩(wěn)定模態(tài)過渡過程中的瞬態(tài)處理方法，克服了退出轉(zhuǎn)彎時的航向抖動問題，經(jīng)試飛驗證，該方案可行和有效。

1 直升機模型及協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程描述

直升機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是利用航向和傾斜通道的協(xié)調(diào)配合來實現(xiàn)的。某型直升機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。圖中γ，ψ分別為傾斜角和航向角，γ˙，ψ分別為傾斜角速度和航向角速度，y¨為側(cè)向過載，AIC為駕駛員橫向周期變距操縱輸入量，δrc為駕駛員尾槳槳距操縱輸入量為傾斜通道控制律參數(shù)為航向通道控制律參數(shù)，為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律參數(shù)分別為航向通道和傾斜通道伺服放大器的輸出。

圖1 直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)框圖

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程中，駕駛員首先橫向壓桿，經(jīng)助力器、自動傾斜儀使直升機傾斜，由垂直陀螺測得的γ和˙γ信號經(jīng)過控制器綜合后經(jīng)伺服放大器、傾斜舵機輸出，與駕駛桿信號相抵消，從而使直升機保持一定的傾斜角。當γ＞4.5°時，γ和¨y分別經(jīng)過比例控制參數(shù) kδγ和 kδY¨加權(quán)組合后輸出給航向通道同步器。同步器的輸出以及另一路¨y信號經(jīng)過kδY¨比例放大后與ψ綜合，經(jīng)限幅再與˙ψ綜合，經(jīng)航向舵機、助力器和尾槳槳距機構(gòu)使直升機連續(xù)改變方向，最終實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

自動駕駛儀的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是在直升機三軸穩(wěn)定的基礎(chǔ)上實現(xiàn)的。一般情況下，飛行員在起飛之前會將操縱臺上“俯仰”、“傾斜”、“航向”和“轉(zhuǎn)彎”按鈕按下，接通相應(yīng)的控制通道。當飛行員橫壓駕駛桿使直升機傾斜角γ＞4.5°且飛行速度大于設(shè)定值時，駕駛儀進入?yún)f(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎工作狀態(tài)。航向通道則應(yīng)以適當?shù)暮较蚪撬俣雀S傾斜角，使直升機在轉(zhuǎn)彎時不出現(xiàn)側(cè)滑。當直升機從轉(zhuǎn)彎狀態(tài)改出，傾斜角γ＜2.5°時，駕駛儀斷開協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能，轉(zhuǎn)入航向穩(wěn)定狀態(tài)。這樣可以避免當傾斜角在4.5°附近波動時協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和航向穩(wěn)定工作狀態(tài)的頻繁切換。

2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程機理分析及控制律設(shè)計

根據(jù)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎工作原理，從理論上分析其需要滿足的條件。設(shè)直升機在某一高度進行穩(wěn)定的轉(zhuǎn)彎飛行(如圖2所示)，轉(zhuǎn)彎半徑為R，飛行速度為V，相應(yīng)的航向角速度(即轉(zhuǎn)彎角速度)為˙ψ。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎要求不出現(xiàn)側(cè)向過載，即直升機的重力mg與其隨轉(zhuǎn)彎產(chǎn)生的離心力F0所構(gòu)成的合力必須和機艙地面垂直，如圖3所示。

圖3 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時物體受力分析圖

此時有

由于所設(shè)計的直升機為大型運輸機，飛機轉(zhuǎn)彎時的傾斜角限制在25°范圍內(nèi)，因而近似有tanγ≈γ，故可得出，由此得出傾斜角到航向角的傳遞函數(shù)

這就是直升機在穩(wěn)定的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行過程中航向角與傾斜角應(yīng)當滿足的約束關(guān)系。但在實際飛行中，直升機從航向穩(wěn)定狀態(tài)進入轉(zhuǎn)彎時，傾斜角是由飛行員通過壓桿實現(xiàn)的，傾斜角大小要根據(jù)任務(wù)需要來控制，因此，航向角速度也要隨之及時調(diào)整。直升機沿縱軸的轉(zhuǎn)動慣量較小，因而傾斜運動比較迅速，而沿法向軸的轉(zhuǎn)動慣量大，所以航向改變比較遲緩。這樣就造成飛行員壓桿后，傾斜角反應(yīng)較快，而航向角速度不能及時匹配，產(chǎn)生滯后現(xiàn)象，造成飛機內(nèi)側(cè)滑，達不到滿意的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)。為使直升機航向角速度能及時跟隨變化中的傾斜角，達到即時協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的目的，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律中設(shè)計了通道，相當于引入了航向角速度的微分信號，起到提前控制的作用，提高航向角速度動態(tài)跟隨傾斜角的能力。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎要求在轉(zhuǎn)彎時盡量減小(最好消除)側(cè)向過載，在機動飛行中，要讓航向角速度在任何情況下都能隨傾斜角及時變化是不現(xiàn)實的，出現(xiàn)側(cè)向過載是情理之中的事。為了進一步減小實際產(chǎn)生的側(cè)向過載，提高協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制的效果，將機上的側(cè)向加速度計信號引回來進行反饋，并采用其比例-積分控制，以利于消除機動飛行過程中實際產(chǎn)生的側(cè)向過載。由此確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的控制律結(jié)構(gòu)(對應(yīng)圖1中虛線框內(nèi)的部分)。

其中，側(cè)向加速度信號的比例系數(shù)kδY、積分系數(shù)kδY¨可以根據(jù)直升機控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型用控制系統(tǒng)設(shè)計方法設(shè)計得到，而航向微分系數(shù)kδγp可以通過系統(tǒng)仿真確定。

經(jīng)過系統(tǒng)仿真和實際試飛調(diào)參，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能完全實現(xiàn)，達到了預(yù)定的目的，證明所設(shè)計的控制律結(jié)構(gòu)參數(shù)合理正確。

3 退出轉(zhuǎn)彎時新航向基準的確定

在實際飛行中，當直升機改出轉(zhuǎn)彎，傾斜角達到2.5°時，駕駛儀由協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)切換到航向穩(wěn)定狀態(tài)，此時駕駛儀會自動記錄并保持當前航向角。由于退出轉(zhuǎn)彎時直升機仍然具有一定的航向角速度，因此會隨直升機航向運動的慣性繼續(xù)向轉(zhuǎn)彎方向偏轉(zhuǎn)，航向角會偏離退出轉(zhuǎn)彎瞬時記錄的基準值，使得航向通道不得不進行反向調(diào)整，造成轉(zhuǎn)彎退出瞬間出現(xiàn)航向抖動現(xiàn)象。

針對航向抖動的原因，控制律采用了在退出轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定狀態(tài)瞬間，以當時的航向角為基礎(chǔ)，再根據(jù)當前航向角速度進行加權(quán)，適當向轉(zhuǎn)彎方向修正的協(xié)調(diào)策略，確定新的航向基準，新航向角基準角公式

其中ψ*是新的航向角基準，ψ0，˙ψ0分別是退出轉(zhuǎn)彎瞬時的航向角和航向角速度。加權(quán)系數(shù)k0在仿真實驗的基礎(chǔ)上經(jīng)過試飛調(diào)整確定。實際飛行結(jié)果表明，采用上述航向基準修正規(guī)律，能有效消除直升機退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時的航向抖動。

4 結(jié)論

實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是直升機自動駕駛儀的重要設(shè)計任務(wù)之一。本文通過對飛機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程的機理分析，確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的結(jié)構(gòu)和參數(shù)，給出了明晰的物理解釋。從原理上說明了所設(shè)計協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的合理性，也對試飛調(diào)參具有實際參考意義。設(shè)計、仿真及試飛結(jié)果均顯示，本文給出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律合理、正確，完全滿足該型直升機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎指標要求。本文所得結(jié)果對其他類型飛機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計也具有借鑒意義。

［1］南衛(wèi)生，楊一棟，熊 鑫.基于MFCS直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)設(shè)計［J］.海軍航空工程學(xué)院學(xué)報，2004，19(2):217-220.

［2］Yu Xiang，Wang Xinmin，Li Yan.Design of the coordinated turning control for a hellicopter digital autopilot［C］.proceedings of the 6th World Congress on Intelligent control and Automation，Dalian，China，2006.

［3］白浦江，王新民，余 翔，等.基于迭代LMI的直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計［J］.測控技術(shù)，2008，27(7):86-88.

［4］邢小軍，閆建國.直升機全包線協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計及仿真［J］.飛行力學(xué)，2011，29(1):42-45.