董健 趙陽 朱海文

摘 要：本文主要研究直升機起飛階段的飛行模型作為研究對象，研究直升機自動起飛控制技術(shù)的相關(guān)研究。并以空氣定點控制方案為起點，通過仿真結(jié)果對自動控制系統(tǒng)進行了改進，分別增加了線性加速度反饋和直接力反饋。進而能夠使直升機達到自動起飛控制的要求。

關(guān)鍵詞：自動控制 技術(shù) 直升機 應(yīng)用 研究

目前在直升飛機起飛的過程中，是具有約束的六自由度運動，同時由于其在近地穩(wěn)定性較差，非線性特征強，非線性在起飛和著陸中非常重要。自動控制系統(tǒng)常起飛路程比較短，而且控制要求較高，需要人工參與操控起飛過程，在這一過程中要求操作者具有豐富的經(jīng)驗，即便這樣，也無法完全保障飛行員的安全性。 因此，實現(xiàn)直升飛機自動起飛控制，在控制方法上是與空中飛行控制存在一定差異的。自動起飛控制要求直升機保持穩(wěn)定狀態(tài)并垂直起飛。

一、垂直起飛要求

直升機的機動變化會引起不同通道的耦合效應(yīng)，特別是在近地狀態(tài)下，由于地面姿態(tài)的變化，可能會導(dǎo)致危險的接地。耦合作用是通過速率回路和姿態(tài)回路的接口，能夠從一定程度上解除耦合性。本文我們基于姿態(tài)回路，且按照直升機起飛要求，對自動起飛控制展開深入的研究。在直升機的垂直起飛中，當(dāng)垂直地面關(guān)閉時，無人直升機的滾動力矩和俯仰力矩需要處于平衡狀態(tài)，并且最大側(cè)滑速度小于每秒0.5米。最大俯仰速率和最大滾動速率需要小于每秒4度。超出約定高度后，最大升降速度應(yīng)當(dāng)保持在二米每秒的范圍內(nèi)。

二，直升機自動起飛控制仿真結(jié)果及分析

首先，從直升機自動起飛來看，需要其保持平衡的姿態(tài)穩(wěn)定垂直起飛，由于空中飛行和起飛的模型特性存在差別，起飛階段的自動控制和空中飛行的控制之間存在很大差異。根據(jù)研究結(jié)果，討論了自動起飛控制的有效策略和方案。從定點控制仿真分析的角度出發(fā)，在直升機起飛階段進行自動起飛控制時，我們根據(jù)空中定點飛行控制規(guī)律進行仿真分析。根據(jù)規(guī)定的規(guī)律，總距離通道的高度為10米，垂直通道和水平方向由固定點控制。航向通道以航向保持控制律。起飛階段的非線性數(shù)學(xué)模型用作模擬結(jié)果模型。可以看出，縱向和橫向通道由固定點控制，并且隨著高度增加，俯仰角和滾動角的角度相應(yīng)地增加。當(dāng)直升機剛剛離開地面時，俯仰和滾轉(zhuǎn)角度將立即改變。在數(shù)字仿真中，姿態(tài)角變化是在可約束范圍內(nèi)的，然而這種情況上也是十分危險的。在實際起飛中，如果存在其他干擾情況，則會導(dǎo)致產(chǎn)生較大的姿態(tài)變化，進而影響直升機的飛行安全。此外，自動起飛控制要求對規(guī)劃范圍和速度有很高的要求。我們可以看出，如果當(dāng)直升機的側(cè)滑速度高于每秒一米，遠遠超出自動起飛的側(cè)滑速度范圍之后，側(cè)滑范圍也是比較大的，這種情況下不利于直升機起飛安全性。此外，直升機的飛行高度是隨著高度給定變化的。在起飛階段，高度變化率相對較小，可以滿足起飛過程中提升率的要求。較小的升降速率變化，能夠提高直升機的起飛安全，超出給定范圍之后，適當(dāng)增加上速度能夠使直升機迅速獲得安全高度，縮小安全風(fēng)險和起飛完成的時間。從高度控制的角度來看，在直升機起飛的不同階段，高度通道有效地控制在不同的高度，可以滿足直升機自動起飛控制的需要。我們從定點控制模型上來看，雖然完成直升機起飛過程，但是對于側(cè)滑速度和范圍都比較大，近地階段的姿態(tài)角隨高度的變化而變化，不利于起飛安全。為了解決這個問題，有必要在定點控制技術(shù)中引入線性加速度反饋來消除這種側(cè)滑，有必要觀察線加速度引入后直升機起飛和修整的問題。姿態(tài)角和滾轉(zhuǎn)角會在近地階段變化程度較小，姿態(tài)角的微小變化會提高直升機的起飛安全性，在整個起飛過程中，姿態(tài)角的變化是比較大的，雖然其變化較大的階段發(fā)生的無約束高度段，但是處于低速狀態(tài)下，直升機的極不穩(wěn)定，存在較大的危險性。根據(jù)側(cè)滑速度和軌道曲線的結(jié)果，在引入線加速度反饋之后，側(cè)滑速度具有顯著的減小范圍，相比定點控制來說側(cè)滑范圍有明顯的減小。然而，由于直升機的自動起飛，對側(cè)滑范圍的要求很高。 因此，需要進一步的措施來控制滑道的范圍，以滿足起飛自動控制的要求。

根據(jù)實際模擬結(jié)果，當(dāng)滾動干涉扭矩大時，控制系統(tǒng)需要產(chǎn)生大的轉(zhuǎn)向扭矩以平衡不平衡力。為了實現(xiàn)轉(zhuǎn)向扭矩的期望效果，需要產(chǎn)生一定的側(cè)滑速度和范圍。離開地面時有一個很大的側(cè)滑，直升機扭矩的嚴重不平衡將導(dǎo)致直升機在地面分離過程中產(chǎn)生擺動或起伏。這種情況下很容易導(dǎo)致地面出現(xiàn)共振現(xiàn)象。為了有效地避免這種現(xiàn)象并獲得良好的平衡效果，可以在地面階段添加直接力反饋。 將地面產(chǎn)生的不平衡力矩接入到系統(tǒng)中，構(gòu)成一個閉環(huán)來實現(xiàn)對系統(tǒng)的有效控制。

雖然在一定程度上，將引入線性加速度反饋后的控制效果與線速度的引入進行比較，以加速反饋定點控制模式效果更好，但在直升機起飛過程中仍存在力矩不平衡的問題。在滑道的底部，需要傳感器來感測滑道上的地面力。通過扭矩平衡沉降，當(dāng)結(jié)果代入控制通道時，可以增加直接力反饋，以有效控制直升機的土地滯留階段。在直升機起飛前實現(xiàn)自動修剪過程，使其更穩(wěn)定，實現(xiàn)垂直自動起飛。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當(dāng)增加直接力反饋時，可以實現(xiàn)對地面不平衡力矩的直接反饋。然而，控制動態(tài)結(jié)果仍不理想，主要是由于經(jīng)典的PID控制在給定反饋控制參數(shù)之后，如果手動量超出額定范圍，那么在系統(tǒng)動態(tài)過程中無法滿足要求。因此，增加直接力反饋可以在直升機起飛前的扭矩平衡中起作用，但是這種修剪效果并不理想。

小結(jié)

在本次研究過程中，我們發(fā)現(xiàn)當(dāng)在直升機起飛過程中，引入了線加速度反饋和直接力反饋之后，它可以使其側(cè)滑速度和范圍達到理想的范圍值，并且姿態(tài)角在離開地面時不會有大的波動。并且能從一定程度上起到力矩配平的效果。但是，轉(zhuǎn)矩平衡的智能性較低，抗干擾能力不強，因此可以引入一系列模糊控制等智能控制方法。直升機起飛的智能失衡，以便更好地控制。

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