方威, 邱天林, 李德尚, 王浩偉

(中航工業(yè)飛行仿真航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710089)

空中飛行模擬是借助于變穩(wěn)飛機(jī)來模擬另一架飛機(jī)在空中飛行中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性,使駕駛員感覺是在操縱所要模擬的飛機(jī),從而開展飛行品質(zhì)等方面的研究。目前試飛院已有國(guó)內(nèi)唯一一架綜合空中飛行模擬試驗(yàn)機(jī),二十多年期間成功完成了固定翼飛機(jī)的新機(jī)控制律驗(yàn)證、國(guó)內(nèi)外多批次試飛員及試飛工程師的教學(xué)培訓(xùn),但對(duì)于旋翼類變穩(wěn)機(jī)國(guó)內(nèi)還是空白。在我國(guó)直升機(jī)研制由仿制向自主研制的轉(zhuǎn)型階段過程中,以及對(duì)新型攻擊直升機(jī)、重型運(yùn)輸直升機(jī)等機(jī)型的迫切需求的背景下,開展變穩(wěn)直升機(jī)研制及飛行試驗(yàn)意義重大。變穩(wěn)直升機(jī)同其他空中飛行模擬器類似,用于模擬另一架直升機(jī)在空中飛行中的穩(wěn)態(tài)及動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性,因此如何改變直升機(jī)的響應(yīng)特性成為重要研究?jī)?nèi)容。本文針對(duì)如何實(shí)現(xiàn)變穩(wěn)直升機(jī)的響應(yīng)特性變化問題,提出了一種構(gòu)型設(shè)計(jì)的解決方法,通過構(gòu)型控制律參數(shù)調(diào)整和構(gòu)型切換邏輯的應(yīng)用,改變直升機(jī)飛行特性。

國(guó)外對(duì)于構(gòu)型設(shè)計(jì)技術(shù)的研究主要在變穩(wěn)飛機(jī)和變穩(wěn)直升機(jī)[1]上開展。20世紀(jì)80年代,美國(guó)卡爾斯潘公司選用Learjet飛機(jī)為平臺(tái)研制新一代的變穩(wěn)飛機(jī),飛機(jī)的縱向和橫航向操縱及響應(yīng)特性可以實(shí)時(shí)改變,從而極大豐富了試飛員、試飛工程師的培訓(xùn)內(nèi)容[2]。同時(shí)期,中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院先后成功研制了BianWen-1型變穩(wěn)試驗(yàn)機(jī)和綜合空中飛行模擬試驗(yàn)機(jī)IFSTA[3]。在IFSTA飛機(jī)上,采用了變穩(wěn)系統(tǒng)狀態(tài)控制器,其面板上有8個(gè)撥打開關(guān),駕駛員通過撥動(dòng)這些開關(guān)可選擇8組給定的構(gòu)型參數(shù),改變飛機(jī)的操縱響應(yīng)特性,其缺點(diǎn)是擴(kuò)展性不足,而且在一個(gè)飛行架次內(nèi)只能選擇縱向控制或橫向控制,降低了飛行試驗(yàn)效率。

1 構(gòu)型系統(tǒng)設(shè)計(jì)原理

在控制通道和控制律參數(shù)確定的條件下,直升機(jī)所體現(xiàn)出的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性可對(duì)應(yīng)于變穩(wěn)直升機(jī)的一個(gè)構(gòu)型;當(dāng)改變控制通道或改變控制律參數(shù)值,則可得到不同的構(gòu)型。比如控制通道可選擇中央桿縱向通道、中央桿橫向通道、側(cè)桿縱向通道、側(cè)桿橫向通道、腳蹬航向通道、總距通道等;反饋參數(shù)根據(jù)響應(yīng)類型分為角速率、姿態(tài)角、速度、高度等反饋參數(shù)。

構(gòu)型控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的目的是能夠準(zhǔn)確且可靠地改變控制通道和控制參數(shù),其拓?fù)鋱D如圖1所示。

圖1 構(gòu)型系統(tǒng)拓?fù)鋱D

構(gòu)型控制系統(tǒng)的核心主要由顯示子系統(tǒng)、處理子系統(tǒng)、構(gòu)型切換邏輯和構(gòu)型控制律4個(gè)部分組成,其中前兩部分在構(gòu)型控制器中,后兩部分在變穩(wěn)飛控計(jì)算機(jī)中。顯示系統(tǒng)為駕駛員提供構(gòu)型碼、控制通道、控制律參數(shù)等構(gòu)型信息及指令輸入[4];處理子系統(tǒng)負(fù)責(zé)將指令以特定協(xié)議傳送至變穩(wěn)飛控計(jì)算機(jī),同時(shí)將接收的飛控返回信息解析至顯示子系統(tǒng);構(gòu)型切換邏輯根據(jù)安全條件決定接收或者拒絕選擇的構(gòu)型;構(gòu)型控制律最終接收構(gòu)型指令并同步更新各控制通道的參數(shù)[5]。

2 構(gòu)型系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

構(gòu)型設(shè)計(jì)方法主要包括構(gòu)型設(shè)計(jì)控制策略、構(gòu)型切換邏輯和構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)。

2.1 構(gòu)型設(shè)計(jì)控制策略

構(gòu)型設(shè)計(jì)控制策略內(nèi)容包括構(gòu)型種類和數(shù)量設(shè)計(jì)、人機(jī)工效設(shè)計(jì)。

構(gòu)型種類包括基本構(gòu)型和可選構(gòu)型。基本構(gòu)型為直接鏈加增穩(wěn)模態(tài),也是默認(rèn)構(gòu)型;可選構(gòu)型分為一級(jí)構(gòu)型和二級(jí)構(gòu)型,由控制通道和配置參數(shù)確定。

如控制通道分為縱向、橫向、航向、總距等,根據(jù)控制通道分配的構(gòu)型定義為一級(jí)構(gòu)型;配置參數(shù)有頻率、阻尼比、操縱功效、時(shí)間延遲等,每個(gè)具體參數(shù)可設(shè)置不同數(shù)值,比如阻尼比可設(shè)置為小阻尼比、中阻尼比和大阻尼比,根據(jù)配置參數(shù)分配的構(gòu)型定義為二級(jí)構(gòu)型。將控制通道和參數(shù)組合,可配置出多種可選構(gòu)型。

在人機(jī)工效設(shè)計(jì)方面,為避免駕駛員因誤操作而使構(gòu)型生效,或者選擇構(gòu)型后并沒有執(zhí)行該構(gòu)型等狀況發(fā)生,需研究構(gòu)型顯示方式及駕駛員操作方式。構(gòu)型顯示方式將構(gòu)型碼顯示分為當(dāng)前構(gòu)型碼和預(yù)選構(gòu)型碼2個(gè)顯示區(qū)域,當(dāng)前構(gòu)型碼顯示為有效且正在執(zhí)行的構(gòu)型,預(yù)選構(gòu)型碼為駕駛員已選定的目標(biāo)構(gòu)型。若當(dāng)前構(gòu)型碼和預(yù)選構(gòu)型碼數(shù)值一致,表明構(gòu)型生效且運(yùn)行正常;若當(dāng)前構(gòu)型碼和預(yù)選構(gòu)型碼數(shù)值不一致,表明選擇的目標(biāo)構(gòu)型沒有被執(zhí)行。駕駛員操作上分為2步,第一步是通過按壓構(gòu)型確認(rèn)鍵完成構(gòu)型加載,構(gòu)型顯示界面中同步更新預(yù)選構(gòu)型碼數(shù)值;第二步是通過按壓接通鍵完成構(gòu)型生效,構(gòu)型界面同步更新當(dāng)前構(gòu)型碼數(shù)值,飛控系統(tǒng)執(zhí)行當(dāng)前構(gòu)型。通過駕駛員的2步操作方式從而降低因?yàn)檎`操作而使構(gòu)型生效的風(fēng)險(xiǎn),且駕駛員通過比較當(dāng)前構(gòu)型碼和預(yù)選構(gòu)型碼2個(gè)碼值,可判斷所選擇的構(gòu)型是否被立即執(zhí)行。

2.2 構(gòu)型切換邏輯

構(gòu)型切換邏輯包括構(gòu)型分類、構(gòu)型間切換狀態(tài)和構(gòu)型轉(zhuǎn)換流程。

構(gòu)型分類如圖2所示,上電構(gòu)型是飛控上電或復(fù)位后,完成必要的初始化工作后,若輪載開關(guān)無效,自動(dòng)進(jìn)入實(shí)時(shí)任務(wù),此時(shí)變穩(wěn)舵機(jī)離合器斷開,仍然由安全駕駛員操縱。

圖2 構(gòu)型分類

本文描述的直升機(jī)變穩(wěn)控制系統(tǒng)具有周期變距桿控制模式和側(cè)桿控制模式,因此根據(jù)周期變距桿操縱和側(cè)桿操縱具有不同的變穩(wěn)控制律,將變穩(wěn)直升機(jī)構(gòu)型分為周期變距桿操縱和側(cè)桿操縱兩大類。

周期變距桿下具有電傳模態(tài)和變穩(wěn)模態(tài):

1) 電傳模態(tài)包括直接鏈構(gòu)型和增穩(wěn)構(gòu)型,均可控制縱向、橫向、航向和總距4個(gè)方向。其中直接鏈構(gòu)型為變穩(wěn)系統(tǒng)下的基本構(gòu)型。

2) 變穩(wěn)模態(tài)包括縱向構(gòu)型、橫向構(gòu)型、航向構(gòu)型、總距構(gòu)型、典型構(gòu)型及基本構(gòu)型。

側(cè)桿下具有電傳模態(tài)和變穩(wěn)模態(tài)：

1) 電傳模態(tài)包括電傳構(gòu)型,均可控制縱向、橫向、航向和總距4個(gè)方向。

2) 變穩(wěn)模態(tài)包括縱向構(gòu)型、橫向構(gòu)型、典型構(gòu)型及基本構(gòu)型。

構(gòu)型間切換狀態(tài)包括周期變距桿與側(cè)桿之間的各構(gòu)型切換,周期變距桿下的各構(gòu)型切換和側(cè)桿下的各構(gòu)型切換。

周期桿與側(cè)桿間的切換如圖3所示。

圖3 周期桿與側(cè)桿間的構(gòu)型切換

考慮到飛行安全,周期變距桿下的構(gòu)型不能直接進(jìn)入到側(cè)桿操縱下的構(gòu)型,需要先退回到原機(jī)操縱,再接通進(jìn)入側(cè)桿操縱下的構(gòu)型;側(cè)桿操縱下的構(gòu)型也是先退回到原機(jī)操縱再進(jìn)入周期變距桿下的構(gòu)型。

側(cè)桿下的構(gòu)型切換同周期變距桿下的構(gòu)型切換類似,本文主要介紹周期變距桿下的構(gòu)型切換。周期變距桿下的構(gòu)型切換分為2種,控制通道之間的構(gòu)型切換和給定控制通道內(nèi)部構(gòu)型的切換。

控制通道之間進(jìn)行切換,如圖4所示。其中以原機(jī)操縱為過渡階段,其他構(gòu)型通過原機(jī)操縱進(jìn)行相互切換。比如當(dāng)前構(gòu)型需先退回到原機(jī)操縱;再由原機(jī)操縱進(jìn)入新構(gòu)型。增穩(wěn)構(gòu)型和直接鏈構(gòu)型可以直接切換,其他構(gòu)型之間不能直接切換。

圖4 控制通道之間構(gòu)型切換

對(duì)于給定控制通道內(nèi)部構(gòu)型切換,如圖5所示。對(duì)于相同控制通道的構(gòu)型,比如周期桿縱向構(gòu)型1和周期桿縱向構(gòu)型2的,只是參數(shù)配置不同,相互之間可以直接切換,無需退回到原機(jī)操縱。

圖5 控制通道內(nèi)部構(gòu)型切換

構(gòu)型轉(zhuǎn)換流程如圖6所示。構(gòu)型切換流程主要包括飛控接收構(gòu)型控制器的總線數(shù)據(jù)處理邏輯及構(gòu)型轉(zhuǎn)換邏輯?？偩€數(shù)據(jù)處理邏輯包括數(shù)據(jù)解析、校驗(yàn)及預(yù)選構(gòu)型計(jì)數(shù);構(gòu)型轉(zhuǎn)換邏輯包括預(yù)選構(gòu)型與當(dāng)前構(gòu)型比較,若符合構(gòu)型轉(zhuǎn)換邏輯則當(dāng)前構(gòu)型變?yōu)轭A(yù)選構(gòu)型,若不符合構(gòu)型轉(zhuǎn)換邏輯則當(dāng)前構(gòu)型保持不變。

圖6 構(gòu)型轉(zhuǎn)換流程圖

2.3 構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)

構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)需考慮變穩(wěn)直升飛機(jī)的包線、舵機(jī)速率等系統(tǒng)限制條件,控制方法的選取主要分為響應(yīng)反饋和模型跟隨2種方法[6-7],并根據(jù)具體的應(yīng)用來確定某種方法[8]。

本文構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)采用響應(yīng)反饋控制方法,將機(jī)體三軸角速率、體軸法向速率作為反饋量,從而改善系統(tǒng)的穩(wěn)定特性[9-10]。通過前饋增益系數(shù)和反饋增益系數(shù)的參數(shù)配置得到不同的構(gòu)型,從而實(shí)現(xiàn)響應(yīng)特性的改變。

本文以縱向構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)為例進(jìn)行介紹。圖7為縱向構(gòu)型控制律基本原理框圖,變穩(wěn)控制中的縱向阻尼、操縱功效、時(shí)間延遲等特性通過改變前饋增益、反饋增益和時(shí)間延遲環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)。

圖7 縱向構(gòu)型控制律基本原理圖

其中,阻尼特性變穩(wěn)主要通過控制增穩(wěn)反饋回路的反饋增益條件來實(shí)現(xiàn),反饋參數(shù)越大,阻尼越大;反饋增益越小,阻尼越小。操縱功效的變穩(wěn)通過改變前饋增益來實(shí)現(xiàn)。時(shí)間延遲特性通過增加時(shí)間延遲環(huán)節(jié)來實(shí)現(xiàn)。時(shí)間延遲可能是純時(shí)間延遲,例如飛控計(jì)算處理延遲或采樣率延遲,或?yàn)V波器產(chǎn)生的延遲,或低階系統(tǒng)的機(jī)械反彈。

3 飛行仿真

飛行仿真試驗(yàn)環(huán)境為包含原機(jī)機(jī)械桿系的變穩(wěn)直升機(jī)地面臺(tái)架系統(tǒng),如圖8所示。其中左駕駛位為試驗(yàn)駕駛員,右駕駛位為安全駕駛員,構(gòu)型控制器通過RS422總線與變穩(wěn)飛控計(jì)算機(jī)通訊;變穩(wěn)飛控計(jì)算機(jī)接收可變?nèi)烁兄噶罴皹?gòu)型指令,經(jīng)控制律解算后輸出舵機(jī)指令至4個(gè)方向舵機(jī),舵機(jī)帶動(dòng)原機(jī)桿系和助力器運(yùn)動(dòng),同時(shí)助力器反饋位置信號(hào)給模型解算計(jì)算機(jī);模型解算計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)運(yùn)行直升機(jī)仿真模型,輸出狀態(tài)參數(shù)至視景顯示計(jì)算機(jī),驅(qū)動(dòng)三通道投影儀,實(shí)現(xiàn)地面臺(tái)架系統(tǒng)的飛行仿真功能。

圖8 地面臺(tái)架系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

仿真試驗(yàn)分為兩部分,包括構(gòu)型間切換仿真和切換后的響應(yīng)特性模擬。構(gòu)型間切換仿真主要驗(yàn)證構(gòu)型轉(zhuǎn)換流程是否正確。通過構(gòu)型界面進(jìn)行設(shè)置,圖9和圖10分別顯示預(yù)選構(gòu)型有效和無效狀態(tài)下的顯示界面。圖9中,駕駛員選擇101構(gòu)型,預(yù)選構(gòu)型同時(shí)改變?yōu)?01,之后按下接通按鍵,此時(shí)當(dāng)前構(gòu)型顯示101,表示構(gòu)型選擇有效,當(dāng)前飛機(jī)響應(yīng)特性為縱向的一級(jí)頻率特性;若此時(shí)選擇204構(gòu)型,如圖10所示,預(yù)選構(gòu)型相應(yīng)顯示204,但由于此時(shí)沒有退回到原機(jī)模態(tài),此時(shí)當(dāng)前構(gòu)型仍為101,表明構(gòu)型選擇無效,需退回至原機(jī)模態(tài)并再次按壓接通按鈕,當(dāng)前構(gòu)型變?yōu)?04,構(gòu)型生效,當(dāng)前飛機(jī)響應(yīng)特性變?yōu)闄M向的一級(jí)阻尼特性。

圖9 縱向構(gòu)型顯示界面 圖10 橫向構(gòu)型顯示界面

本文的響應(yīng)特性模擬試驗(yàn)均為縱向模擬,以某型直升機(jī)為本體飛機(jī),采用響應(yīng)反饋方法,試驗(yàn)內(nèi)容包括典型Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ級(jí)飛行品質(zhì)[11]下的阻尼比、操縱功效和時(shí)間延遲的模擬?？v向構(gòu)型控制律如圖11,具體試驗(yàn)內(nèi)容及結(jié)果如圖12～14所示。

圖11 縱向構(gòu)型控制律圖

圖12 變阻尼比模擬 圖13 變操縱功效模擬

1) 變阻尼比模擬

選取直升機(jī)狀態(tài)點(diǎn)為高度1 000 m,懸停狀態(tài),選取構(gòu)型為101,102和103?？v向推桿10 mm,得到不同阻尼比響應(yīng)曲線如圖12所示,其中Xb為縱向周期變距桿位移,θ為直升機(jī)俯仰角,q為直升機(jī)俯仰角速率。當(dāng)構(gòu)型為101,反饋K值調(diào)節(jié)為0.5,響應(yīng)為小阻尼特性,對(duì)應(yīng)實(shí)線響應(yīng)曲線;當(dāng)構(gòu)型為102,反饋K值調(diào)節(jié)為1,響應(yīng)為中阻尼特性,對(duì)應(yīng)點(diǎn)畫線響應(yīng)曲線;當(dāng)構(gòu)型為103,反饋K值調(diào)節(jié)為1.5,響應(yīng)為大阻尼特性,對(duì)應(yīng)虛線響應(yīng)曲線。從θ和q響應(yīng)曲線可知,反饋值變大對(duì)應(yīng)直升機(jī)的阻尼比變大,直升機(jī)穩(wěn)定性增強(qiáng)。

2) 變操縱功效模擬

直升機(jī)狀態(tài)點(diǎn)為高度1 000 m,懸停狀態(tài),縱向推桿10 mm,通過改變構(gòu)型及前饋增益[12]得到不同操縱功效響應(yīng)曲線如圖13所示。當(dāng)構(gòu)型為110,前饋增益較低,對(duì)應(yīng)實(shí)線響應(yīng)曲線,此時(shí)俯仰角速率較小,俯仰角變化幅值也較小;當(dāng)構(gòu)型為112,前饋增益較高,此時(shí)俯仰角速率較大,俯仰角變化幅值也較大。從θ和q響應(yīng)曲線可知,前饋增益越大,對(duì)應(yīng)直升機(jī)的操縱功效越大,在相同的桿量輸入條件下直升機(jī)響應(yīng)的幅值越大。

3) 變時(shí)間延遲模擬

直升機(jī)狀態(tài)點(diǎn)為高度1 000 m,懸停狀態(tài),縱向倍脈沖操作,調(diào)節(jié)時(shí)間延遲常數(shù)分別為4,80和200 ms,得到不同時(shí)間延遲響應(yīng)曲線如圖14所示;當(dāng)構(gòu)型為114,延遲小,對(duì)應(yīng)實(shí)線響應(yīng)曲線,此時(shí)俯仰角速率和俯仰角隨指令變化較快,容易操縱;當(dāng)構(gòu)型為116,延遲大,對(duì)應(yīng)虛線響應(yīng)曲線,此時(shí)俯仰角速率和俯仰角隨指令變化較慢,較難操縱。從θ和q響應(yīng)曲線可知,當(dāng)增加時(shí)間延遲常數(shù),脈沖輸入會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)響應(yīng)發(fā)散。

圖14 變時(shí)間延遲模擬

4 結(jié) 論

變穩(wěn)直升機(jī)在研制及應(yīng)用過程中,需要考慮直升機(jī)響應(yīng)特性變化的實(shí)現(xiàn)方式以及安全性設(shè)計(jì)。基于此,本文研究變穩(wěn)直升機(jī)構(gòu)型系統(tǒng)設(shè)計(jì),從構(gòu)型設(shè)計(jì)控制策略、構(gòu)型控制律設(shè)計(jì)和構(gòu)型切換邏輯三方面進(jìn)行分析設(shè)計(jì),并通過數(shù)值仿真以及地面臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證了構(gòu)型間切換邏輯仿真,以及改變構(gòu)型后的變阻尼比、變操縱功效、變時(shí)間延遲等特性模擬。結(jié)果表明,通過構(gòu)型系統(tǒng)設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了變穩(wěn)直升機(jī)構(gòu)型之間的可靠切換以及縱向特性大范圍的變化,達(dá)到了預(yù)期效果,為變穩(wěn)直升機(jī)研制及后續(xù)飛行試驗(yàn)奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。