直升機變穩(wěn)性能計算及變穩(wěn)控制律設計

滕 飛，屈天祥，傅春嘯，雍 和，盛守照

(南京航空航天大學自動化學院，江蘇 南京 211100)

0 引言

直升機變穩(wěn)技術[1]又被稱為空中飛行模擬，即利用控制算法使原型直升機獲得與目標直升機相同的操縱穩(wěn)定性，真實反應目標直升機所在的環(huán)境。這項技術主要在直升機飛行品質(zhì)的研究、新型直升機的研制以及試飛員的培訓中有著廣泛的應用。

自從變穩(wěn)概念被提出以來，各國對變穩(wěn)直升機開展了大量的研制與應用工作。目前，各大飛行模擬強國均擁有自己的變穩(wěn)直升機，如美國的Learjeth和CH-46C變穩(wěn)直升機[2]，法國的“隼”20變穩(wěn)直升機，加拿大的Bell205A、Bell412變穩(wěn)直升機[3]等。我國在固定翼變穩(wěn)飛機方面已經(jīng)實現(xiàn)了從單軸到三軸的突破，但針對變穩(wěn)直升機的研究起步較晚，目前仍處于方法論證階段。

本文以黑鷹直升機作為研究對象，通過定義直升機變穩(wěn)性能指標來確定變穩(wěn)過程中的非失真許可范圍，衡量直升機的變穩(wěn)能力。針對在使用經(jīng)典控制設計過程中，需要實時根據(jù)直升機飛行狀態(tài)進行變穩(wěn)控制參數(shù)調(diào)整的問題，綜合響應反饋[4]和模型跟隨[5]的優(yōu)點設計了變穩(wěn)控制律，并對該變穩(wěn)控制律的可行性和有效性進行仿真驗證。

1 直升機變穩(wěn)能力分析

變穩(wěn)直升機通常是在已經(jīng)成熟穩(wěn)定的直升機平臺上，進行一定改裝以實現(xiàn)對被模擬直升機各通道的全面匹配，因此，原型直升機平臺各通道能夠模擬的非失真許可范圍是需要重點考慮的對象。

1.1 相對變穩(wěn)能力

本文通過定義直升機變穩(wěn)性能指標來確定變穩(wěn)直升機的非失真許可范圍，變穩(wěn)性能指標P?為

(1)

以樣例直升機的俯仰通道為例，在相同的操縱桿位移輸入δ=30 mm下，采用極點配置法[6]對直升機在不同阻尼和自然頻率下的變穩(wěn)性能指標進行仿真，比較不同前飛速度時樣例直升機的變穩(wěn)能力，如圖1～圖3所示。

圖1 懸停狀態(tài)下俯仰通道變穩(wěn)性能指標

圖2 30 km/h前飛狀態(tài)下俯仰通道變穩(wěn)性能指標

圖3 120 km/h前飛狀態(tài)下俯仰通道變穩(wěn)性能指標

對圖1～圖3進行橫向?qū)Ρ瓤芍?，樣例直升機處于懸停、低速前飛和高速前飛狀態(tài)下俯仰通道的變穩(wěn)能力均隨阻尼的增大和自然頻率的降低而增大，當自然頻率取值較大時，無論阻尼取何值，直升機的變穩(wěn)性能指標均接近于0。 而當阻尼取值較小而自然頻率較大時，變穩(wěn)性能指標變得不穩(wěn)定。通過縱向?qū)Ρ瓤芍?，對于同等大小的阻尼和自然頻率，低速前飛和懸停狀態(tài)下的變穩(wěn)能力相差不大，但是在高速前飛時樣例直升機的變穩(wěn)能力有所下降。

1.2 絕對變穩(wěn)能力

直升機的變穩(wěn)能力受直升機操縱輸入權限以及實際姿態(tài)角調(diào)節(jié)范圍的影響，以樣例直升機為例，通過數(shù)字仿真實驗得到，其在不同阻尼比(0.25,0.95)和自然振蕩頻率(0.4,4.8)下可施加的最大桿量及各桿量下的最大姿態(tài)角，具體如表1所示。

表1 限制條件

以樣例直升機俯仰通道為例，針對不同阻尼和自然頻率下的最大桿量及最大姿態(tài)角的算法策略如下：

a.對樣例直升機狀態(tài)量進行初始化，將俯仰通道桿量Le、滾轉(zhuǎn)通道桿量La以及航向通道桿量LT置為0。設定俯仰通道阻尼ζ為0.25，自然頻率ωn為0.4。

圖4 直升機俯仰通道變穩(wěn)能力計算流程

樣例直升機俯仰通道桿量行程隨著自然頻率的增加而增加，如圖5所示；樣例直升機姿態(tài)角變化范圍隨著自然頻率的增大而減小，如圖6所示。因此，直升機的操縱效率在自然頻率增加到一定范圍時會有所下降，故當自然頻率在0.4～3范圍內(nèi)、阻尼比在0.25～1之間變化時，直升機具有較好的變穩(wěn)性能。

圖5 樣例直升機俯仰通道各阻尼和自然頻率下俯仰操縱桿最大許可行程

圖6 樣例直升機俯仰通道各阻尼和自然頻率下最大峰值俯仰角

2 直升機變穩(wěn)控制律設計

直升機變穩(wěn)實質(zhì)上是使用相應的變穩(wěn)控制算法，使原型直升機具有目標直升機的操穩(wěn)特性。為滿足變穩(wěn)控制中跟蹤精度和系統(tǒng)穩(wěn)定裕度等要求，針對直升機懸停狀態(tài)，本文綜合考慮響應反饋原理以及模型跟隨原理設計如圖7所示的變穩(wěn)控制律，可分為內(nèi)外2個回路。

圖7 綜合模型跟隨原理

內(nèi)回路用于匹配直升機模型短周期特性，對于變穩(wěn)直升機，其中補償回路相當于阻尼器調(diào)節(jié)其阻尼特性，可以改善變穩(wěn)直升機飛行品質(zhì)，主要通過反饋角速率信號使系統(tǒng)形成閉環(huán)回路，原型直升機與目標直升機的短周期頻率阻尼特性盡量相逼近。變穩(wěn)直升機高度通道主要反饋垂向速度信號，橫向通道主要反饋滾轉(zhuǎn)角速率信號，縱向通道主要反饋俯仰角速率信號，航向通道主要反饋偏航角速率信號。

在確定補償回路參數(shù)后，通過調(diào)節(jié)外回路參數(shù)以滿足系統(tǒng)要求的跟蹤精度。在俯仰、滾轉(zhuǎn)和航向通道對角度以及角速率展開跟蹤，同時在直升機高度通道展開垂向速率以及高度的跟蹤，可較精準跟隨模型直升機響應。對應的，滾轉(zhuǎn)、俯仰和航向的跟蹤環(huán)主要結合了相應角位置的PI控制、角速率的PI控制以及校正網(wǎng)絡和主增益控制。而高度跟蹤環(huán)主要結合了高度的PI控制、垂向速率的PI控制以及校正網(wǎng)絡和主增益。對各個通道誤差信號的PI控制，可以提高快捷性的同時消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差，對模型直升機的跟蹤性能也很大程度加強。而超前校正環(huán)節(jié)可以增加控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度和截止頻率，并且系統(tǒng)的瞬態(tài)響應性能以及穩(wěn)定性都有所改善。

變穩(wěn)直升機縱向通道控制如圖8所示，該通道中補償回路由前饋信號δe以及反饋信號ωy組成。外回路采用俯仰角及俯仰角速率雙閉環(huán)PI控制結構以及一階超前校正環(huán)節(jié)組成，有效提高回路的阻尼特性和跟蹤精度。橫、航向以及高度通道的控制律設計與縱向類似，不再贅述。

圖8 變穩(wěn)直升機模型跟隨縱向通道控制

3 仿真實驗

ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)規(guī)范[7]對直升機各通道的響應特性和穩(wěn)定性等做出了具體要求，本文根據(jù)ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)規(guī)范對前飛狀態(tài)下直升機I級操縱品質(zhì)的要求確定阻尼和自然頻率，設計各通道目標模型，具體理想模型如表2所示。

表2 模型機各通道I級理想模型

原型機和模型機的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航通道的數(shù)字仿真結果如圖9～圖14所示，圖中實線部分為原型直升機的試飛曲線，虛線部分為模型直升機的響應曲線。仿真結果表明，原型機對模型機的跟蹤誤差在5% 以內(nèi)， 該控制律能夠在各通道實現(xiàn)跟蹤精度要求；其中角速率變化屬于短周期響應，比姿態(tài)角變化要快，其跟蹤精度比姿態(tài)跟蹤精度要略差一些，為了獲得更好的跟隨性能，考慮直升機氣動參數(shù)的不確定性，可以在之后的研究中加入自適應控制技術。

圖9 變穩(wěn)控制俯仰角比較曲線

圖10 變穩(wěn)控制俯仰角速率比較曲線

圖11 變穩(wěn)控制滾轉(zhuǎn)角比較曲線

圖12 變穩(wěn)控制滾轉(zhuǎn)角速率比較曲線

圖13 變穩(wěn)控制偏航角比較曲線

圖14 變穩(wěn)控制偏航角速率比較曲線

4 結束語

本文主要對直升機的變穩(wěn)能力以及變穩(wěn)控制策略開展研究，針對相對變穩(wěn)能力，為衡量操縱使直升機產(chǎn)生變穩(wěn)機動響應過程中的非失真許可范圍，在相同操縱桿位移輸入下，通過數(shù)字仿真實驗計算不同阻尼和自然頻率下各通道的響應；針對絕對變穩(wěn)能力，在操縱位移輸入下根據(jù)各通道響應情形仿真計算的變穩(wěn)性能指標。針對變穩(wěn)控制策略，本文基于響應反饋法和模型跟蹤法進行控制律的設計，分別設計內(nèi)外2個回路，內(nèi)回路匹配模型短周期特性，外回路模型跟蹤系統(tǒng)主回路，通過調(diào)整比例系數(shù)使跟蹤誤差滿足要求。