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(中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

0 引言

離地高度是直升機(jī)懸?？颇吭囷w與小速度科目試飛中的關(guān)鍵參數(shù)。直升機(jī)的高度信息通常由氣壓式高度傳感器和無線電高度表獲取。由于直升機(jī)地面效應(yīng)，使得氣壓式高度測量的測量誤差會因高度的降低而增大[1]。加速度計(jì)能反映高度方向的速度變化，短時(shí)間內(nèi)通過對加速度兩次積分可得到高度信息，但長時(shí)間誤差會積累。無線電高度測量主要用于直升機(jī)低高度時(shí)的高度信息測量。由于其自身的原因，易受周圍電磁環(huán)境和飛機(jī)姿態(tài)、風(fēng)速、風(fēng)向等諸多因此的干擾，從而無法進(jìn)一步提高精度和可靠性[2]。因此，直升機(jī)低高度精準(zhǔn)測量是一個(gè)困擾直升機(jī)試飛研究的技術(shù)難題。

隨著激光技術(shù)的發(fā)展，激光測距逐漸成為一種先進(jìn)的測量手段，并開始應(yīng)用于直升機(jī)低高度測量中。但是在具體實(shí)施過程中由于直升機(jī)機(jī)動中飛行姿態(tài)變化劇烈，經(jīng)常導(dǎo)致激光接收裝置無法接收到反射回來的激光信號而導(dǎo)致數(shù)據(jù)失效。通過機(jī)載姿態(tài)跟隨技術(shù)研究，可以克服克服直升機(jī)機(jī)動狀態(tài)下姿態(tài)變化引起的激光測量誤差與失效，而且可由機(jī)載綜合采集系統(tǒng)將低高度數(shù)據(jù)融合，實(shí)現(xiàn)低高度數(shù)據(jù)的遙測接收、存儲和監(jiān)控[3]。從而實(shí)現(xiàn)在每一科研架次中的起飛和降落的時(shí)候完成若干高度的懸停飛行，可以極大擴(kuò)充數(shù)據(jù)樣本，從而獲取比較準(zhǔn)確的試驗(yàn)結(jié)論。

1 低高度測量的特點(diǎn)與關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)

直升機(jī)激光測高是一種激光測距技術(shù)，是指利用機(jī)載的激光測高儀對地面目標(biāo)進(jìn)行高度測量，高度數(shù)據(jù)結(jié)合載體的姿態(tài)信息(由慣性測量系統(tǒng)IMU 獲取)，經(jīng)事后地面數(shù)據(jù)處理后可以得到較為準(zhǔn)確的低高度數(shù)據(jù)[4]。因此直升機(jī)激光測高已在國內(nèi)外的飛行試驗(yàn)中得到了廣泛的應(yīng)用[5]。

通常激光測高裝置一般采用固定安裝底座，在激光測高工作狀態(tài)下受直升機(jī)姿態(tài)的限制，當(dāng)直升機(jī)的俯仰角和橫滾角超過5o時(shí)激光接收器因無法接收到激光反射信號而報(bào)故障，影響了激光測高的有效性和精度。隨著直升機(jī)懸停性能和小速度機(jī)動飛行試飛科目的重要性日益受到重視，常用的激光測高裝置已不能滿足日益增長的試飛測試需求[6]。

研究姿態(tài)跟隨激光測高技術(shù)，通過隨動控制算法實(shí)時(shí)調(diào)整激光測距儀發(fā)射器和接收器的對地角度，確保激光裝置始終鉛垂向地，消除直升機(jī)姿態(tài)限制，從而實(shí)現(xiàn)直升機(jī)機(jī)動試飛情況下低高度的高精度測量。

主要技術(shù)指標(biāo)：

1)姿態(tài)跟蹤范圍：

橫滾角-30～30°；

俯仰角-30～30°。

2)姿態(tài)跟蹤精度:

橫滾角 <1.5°；

俯仰角 <1.5°。

3)跟蹤速度與角加速度范圍:

X軸向，橫滾，最大轉(zhuǎn)速15°/s，最大加速度30°/s2；

Y軸向，俯仰，最大轉(zhuǎn)速15°/s，最大加速度30°/s2。

4)測高范圍：0.5～300 m；

測量精度：<2 cm；

響應(yīng)速度：≯0.2 s。

2 基于姿態(tài)隨動的低高度測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)原則

依據(jù)直升機(jī)低高度測試要求，充分考慮直升機(jī)試飛特點(diǎn)前提下設(shè)計(jì)滿足試飛需求的測試方案。該設(shè)計(jì)方案是基于增加相對飛機(jī)載體的姿態(tài)隨動系統(tǒng)平臺，通過隨動電機(jī)使激光發(fā)射器和接收器的安裝平臺可跟隨直升機(jī)姿態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)調(diào)整，確保激光裝置始終鉛垂向地，從而實(shí)現(xiàn)直升機(jī)機(jī)動試飛狀態(tài)下低高度的高精度測量。

圖1 姿態(tài)隨動激光測高系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

各系統(tǒng)組成部分功能如下：

1)航姿參考系統(tǒng)：用于測量飛機(jī)的運(yùn)動姿態(tài)，提供隨動平臺控制的輸入數(shù)據(jù)?？沙橐龣C(jī)載陀螺信號(橫滾角和俯仰角)或加裝IMU作為航姿參考系統(tǒng)。

2)控制器：通過接收航姿參考系統(tǒng)的角度和角速度信號，結(jié)合平臺編碼器的反饋信息，利用PID算法對二自由度平臺兩路電機(jī)進(jìn)行控制，使激光測距儀始終保持垂直向地。

3)二自由度隨動平臺：用于安裝激光測距單元，可利用電機(jī)使該平臺在橫滾和俯仰兩方向上轉(zhuǎn)動，調(diào)整其對地指向。

4)平臺編碼器：實(shí)時(shí)測量出隨動平臺的橫滾和俯仰的相對角度信息，提供給控制器。

2.2 直升機(jī)姿態(tài)跟隨控制算法研究

姿態(tài)輸出信號作為基準(zhǔn)輸入中央控制器，由控制器解析出俯仰角及橫滾角信號，然后將所需的運(yùn)動量分別送達(dá)兩軸電機(jī)的驅(qū)動電路，驅(qū)動電機(jī)工作，從而帶動二自由度平臺達(dá)到鉛垂向地的狀態(tài)[7]。二自由度平臺的每個(gè)運(yùn)動軸向上分別裝有絕對值編碼器，可反映平臺的實(shí)時(shí)運(yùn)動狀態(tài)，為控制器提供負(fù)反饋，修正控制角度。在二自由度平臺達(dá)到預(yù)定測量位置后，控制器讀取激光測距儀的測量信號，并將該數(shù)據(jù)以RS422總線形式輸出?？刂葡到y(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。

當(dāng)然，這僅是新媒體平臺的傳播內(nèi)容之一，大量精心錄制的與會員單位相關(guān)的公益性、商業(yè)性宣傳短片，也是日常傳播的重要內(nèi)容。在一個(gè)制作間里，我們觀看了其近期錄制、已在電視臺播放的一部短片：上海印刷2017，該片通過形象的畫面、簡練的語言、豐富的信息，生動總結(jié)了2017年上海印刷業(yè)新成就、新變化、新挑戰(zhàn)，幫助從業(yè)者有效掌握信息，把握行業(yè)發(fā)展方向；也幫助更多的業(yè)外人士建立起對印刷的整體印象。很多時(shí)候，誤解都是不了解或不充分所致。

圖2 控制系統(tǒng)框圖

控制系統(tǒng)工作時(shí)對接收到來自IMU的RS232信號進(jìn)行解析，得到飛行姿態(tài)信息，然后生成運(yùn)動平臺轉(zhuǎn)動所需的信息來控制運(yùn)動平臺與飛機(jī)的飛行姿態(tài)保持相反的運(yùn)動，使得激光測高儀發(fā)出的測量激光始終保持與地面垂直來實(shí)現(xiàn)高度的精確測量。最終將測量到的高度信息將以RS422信號形式通過FTI信號接口傳遞給機(jī)上測量記錄系統(tǒng)[8]。

伺服系統(tǒng)可由直流電機(jī)、控制器、減速器及位置編碼器組成(見圖3)，滾轉(zhuǎn)和俯仰采取一樣的結(jié)構(gòu)。對于滾轉(zhuǎn)和俯仰軸穩(wěn)定能力的技術(shù)要求一致，考慮到俯仰為外回路，轉(zhuǎn)動慣量等變量遠(yuǎn)大于滾轉(zhuǎn)的內(nèi)回路，系統(tǒng)按俯仰通道的最大需求進(jìn)行選擇。

圖3 伺服系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

伺服電機(jī)安裝有位置和速度傳感器，姿態(tài)伺服系統(tǒng)的仿真結(jié)構(gòu)如圖4所示。本項(xiàng)目采用姿態(tài)+測速反饋方式，數(shù)字舵機(jī)(含減速機(jī)構(gòu))及測速反饋相對固定，通過選擇合適的KP、KI、KD增益，保證直升機(jī)機(jī)載激光高度測量的良好跟蹤性能。姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)響應(yīng)從零開始到達(dá)穩(wěn)態(tài)的時(shí)間約為0.24 s，無靜態(tài)誤差。系統(tǒng)具有較高的響應(yīng)速度，具有遠(yuǎn)大于跟蹤15°/s角速率變化的能力，從研究上能夠滿足1.5°跟蹤精度和5 s穩(wěn)定時(shí)間的要求[9]。

圖4 姿態(tài)伺服系統(tǒng)仿真結(jié)構(gòu)圖與單位階躍響應(yīng)

2.3 姿態(tài)隨動運(yùn)動平臺結(jié)構(gòu)研究

運(yùn)動平臺用于安裝激光測距單元，為了抵消直升機(jī)姿態(tài)變化對平臺的影響，平臺應(yīng)在橫滾和俯仰兩個(gè)軸向上分別轉(zhuǎn)動。建立平臺的坐標(biāo)系時(shí)應(yīng)與飛機(jī)的坐標(biāo)系保持一致，俯仰軸應(yīng)平行于機(jī)軸方向，橫滾軸應(yīng)在水平面內(nèi)與俯仰軸保持垂直[10]。姿態(tài)跟蹤范圍為橫滾-30～+30°、俯仰-30～+30°。

兩方向隨動平臺的運(yùn)動機(jī)構(gòu)及轉(zhuǎn)動時(shí)對空間的要求決定其無法直接在直升機(jī)上安裝，為此研究專用安裝支架。通過加裝航姿參考系統(tǒng)作為輔助數(shù)據(jù)，可減輕轉(zhuǎn)動平臺重量[11]。平臺分為橫滾臺和俯仰臺，每個(gè)軸向分別通過一個(gè)步進(jìn)電機(jī)及其配套的減速裝置控制，轉(zhuǎn)動軸上安裝絕對值光電編碼器[12]。采用框架嵌套結(jié)構(gòu)，外層框架可在橫滾方向上轉(zhuǎn)動，為兩個(gè)電機(jī)、減速機(jī)構(gòu)及控制電路提供了安裝空間，內(nèi)層平臺安裝在外層框架的中軸線上，可獨(dú)立在俯仰方向上轉(zhuǎn)動，為激光測距單元提供安裝空間[13]。運(yùn)動平臺結(jié)構(gòu)原理圖見圖5。

圖5 二自由度運(yùn)動平臺結(jié)構(gòu)圖

隨動控制系統(tǒng)又名伺服驅(qū)動系統(tǒng)，是一種以機(jī)械位置或角度作為控制對象的自動控制系統(tǒng)，使用的驅(qū)動電機(jī)具有響應(yīng)速度快、定位準(zhǔn)確、轉(zhuǎn)動慣量較大等特點(diǎn)。步進(jìn)電機(jī)是將電脈沖信號轉(zhuǎn)換成相應(yīng)的角位移或線位移的控制電動機(jī)?；诓竭M(jìn)電機(jī)的位置隨動系統(tǒng)可以很好地實(shí)現(xiàn)全方位監(jiān)控的目的。

2.3.1 橫滾和俯仰平臺驅(qū)動

橫滾軸平臺所需要的驅(qū)動力矩為：

T=T0+T1+Tk

(3)

式中，T0為慣性力矩；T1為靜力矩；Tk為摩擦力矩。

模型中，激光測距單元選用LDM301，136×57×104 mm(L×W×H)，其重量為0.8 kg，平臺采用鋁板，連接采用法蘭連接，總質(zhì)量約為1.429 kg，在俯仰方向上的轉(zhuǎn)動慣量為2.9×10-3kg·m2?？紤]到裝配中使用緊固件，橫滾軸平臺質(zhì)量取1.5 kg，轉(zhuǎn)動慣量取3.0×10-3kg·m2[14]。橫滾向的最大角加速度為30°/s2。

橫滾軸平臺所需要的驅(qū)動力矩為T=T0+T1+TK≈0.775 N*m

在2倍裕量的情況下[15]，橫滾驅(qū)動機(jī)構(gòu)的扭矩需2.27 N*m。

同理，俯仰平臺的驅(qū)動力矩為T=T0+T1+TK≈1.07 N*m

在2倍裕量的情況下，俯仰驅(qū)動系統(tǒng)的扭矩需3.04 N*m。

因此使用最大扭矩為10 N*m的電機(jī)將能夠滿足需求。

平臺系統(tǒng)模型如圖6、圖7所示。

圖6 橫滾和俯仰平臺建模

圖7 系統(tǒng)數(shù)模圖

2.3.2 控制程序流程研究

首先完成各端口的初始化，包括接收姿態(tài)信息的IMU端口(RS232，19200，n,8,1)、發(fā)送給機(jī)載測試系統(tǒng)的FTI端口(RS422，19200,n,8,1)、接收激光測距數(shù)據(jù)的LDM端口(RS422，19200,n,8,1)、與滾轉(zhuǎn)和俯仰伺服舵機(jī)的ACT端口(RS485，19200,n,8,1)初始化。正常后則進(jìn)入由基準(zhǔn)定時(shí)中斷控制的任務(wù)循環(huán)流程，根據(jù)姿態(tài)信息驅(qū)動舵機(jī)進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定(跟蹤)，同時(shí)把測高信息、跟蹤姿態(tài)及狀態(tài)信息發(fā)送給機(jī)載測試系統(tǒng)[16]。

系統(tǒng)主程序流程，基準(zhǔn)定時(shí)中斷服務(wù)子程序，串口中斷服務(wù)子程序見圖8。

圖8 控制程序流程

3 實(shí)驗(yàn)與驗(yàn)證

項(xiàng)目設(shè)計(jì)完成進(jìn)行直升機(jī)姿態(tài)跟隨激光高度測量技術(shù)和飛機(jī)姿態(tài)隨動控制算法的驗(yàn)證，為激光測距系統(tǒng)研制工作提供技術(shù)依據(jù)。包括：隨動系統(tǒng)的響應(yīng)速度驗(yàn)證、測試精度以及IMU修正設(shè)備安裝誤差算法等。因?yàn)榭刂坡实捻憫?yīng)仿真結(jié)果、測試結(jié)果的理論精度都只是理論計(jì)算的值，必須通過實(shí)際的地面驗(yàn)證工作來驗(yàn)證仿真結(jié)果的真確性。同時(shí)，驗(yàn)證誤差補(bǔ)償算法的正確性[17]。

上位機(jī)使用一臺PC，完成載機(jī)姿態(tài)信息的模擬和發(fā)送，同時(shí)接收實(shí)驗(yàn)臺返回的測試信息，通過曲線和文本方式顯示，并記錄相關(guān)數(shù)據(jù)，便于試驗(yàn)的實(shí)時(shí)監(jiān)控和數(shù)據(jù)的事后分析[18]。分別進(jìn)行以下測試：

1)極性測試：設(shè)置斜坡(Ramp)信號類型(缺省設(shè)置速度15°/s，最大幅值30°)，正向和反向信號各加入一次，檢查算法的姿態(tài)跟蹤情況。平臺運(yùn)動的方向應(yīng)該與加入信號的方向相反。

2)姿態(tài)跟蹤范圍測試：選擇斜坡(Ramp)信號類型，設(shè)置25°、30°、35°的最大范圍，正反向信號各加入一次，檢查算法的跟蹤情況，紀(jì)錄數(shù)據(jù)和分析，確定是否達(dá)到最大±30°的要求(系統(tǒng)軟件限幅為±32°)。

3)姿態(tài)跟蹤動態(tài)性能測試：選擇階躍(Step)信號類型(缺省設(shè)置幅值10°)，正反向信號各加入一次[19]，檢查算法的動態(tài)響應(yīng)過程，并紀(jì)錄數(shù)據(jù)和分析。系統(tǒng)從零到穩(wěn)態(tài)值的時(shí)間應(yīng)小于0.3 s，穩(wěn)定時(shí)間應(yīng)小于5 s，系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差應(yīng)小于1.5°。

4)姿態(tài)角速跟蹤誤差測試:選擇斜坡(Ramp)信號類型，設(shè)置25°/s恒定速度，最大幅值為30°。檢查算法的姿態(tài)跟蹤響應(yīng)過程，并紀(jì)錄數(shù)據(jù)和分析。響應(yīng)過程的姿態(tài)跟蹤誤差應(yīng)<1.5°。

5)姿態(tài)角速度及角加速度跟蹤誤差測試：選擇自定義(User)信號類型，最大角加速度為30°/s2，最大角速度為25°/s，最大角度為30°。檢查算法的姿態(tài)跟蹤響應(yīng)過程，并紀(jì)錄數(shù)據(jù)和分析。響應(yīng)過程的姿態(tài)跟蹤誤差應(yīng)<1.5°。

4 結(jié)束語

通過研究直升機(jī)姿態(tài)跟隨控制算法，控制隨動平臺跟隨飛機(jī)的姿態(tài)調(diào)整激光測距儀的角度，保證激光測距儀始終垂向地面，解決姿態(tài)對激光測高數(shù)據(jù)精度的影響，測量精度高、獲取數(shù)據(jù)快、應(yīng)用范圍廣，測量精度理論值達(dá)到20 mm；通過數(shù)據(jù)融合技術(shù)匯入機(jī)載測試系統(tǒng)，既可以進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控又便于事后數(shù)據(jù)處理。該技術(shù)的成功應(yīng)用開拓了直升機(jī)低高度測量技術(shù)的新領(lǐng)域，將極大地提高試飛效率，對促進(jìn)直升機(jī)試飛水平的提升具有重要作用。