滕 飛，屈天祥，傅春嘯，雍 和，盛守照

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京 211100)

0 引言

直升機(jī)變穩(wěn)技術(shù)[1]又被稱為空中飛行模擬，即利用控制算法使原型直升機(jī)獲得與目標(biāo)直升機(jī)相同的操縱穩(wěn)定性，真實(shí)反應(yīng)目標(biāo)直升機(jī)所在的環(huán)境。這項(xiàng)技術(shù)主要在直升機(jī)飛行品質(zhì)的研究、新型直升機(jī)的研制以及試飛員的培訓(xùn)中有著廣泛的應(yīng)用。

自從變穩(wěn)概念被提出以來(lái)，各國(guó)對(duì)變穩(wěn)直升機(jī)開展了大量的研制與應(yīng)用工作。目前，各大飛行模擬強(qiáng)國(guó)均擁有自己的變穩(wěn)直升機(jī)，如美國(guó)的Learjeth和CH-46C變穩(wěn)直升機(jī)[2]，法國(guó)的“隼”20變穩(wěn)直升機(jī)，加拿大的Bell205A、Bell412變穩(wěn)直升機(jī)[3]等。我國(guó)在固定翼變穩(wěn)飛機(jī)方面已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了從單軸到三軸的突破，但針對(duì)變穩(wěn)直升機(jī)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(jī)作為研究對(duì)象，通過(guò)定義直升機(jī)變穩(wěn)性能指標(biāo)來(lái)確定變穩(wěn)過(guò)程中的非失真許可范圍，衡量直升機(jī)的變穩(wěn)能力。針對(duì)在使用經(jīng)典控制設(shè)計(jì)過(guò)程中，需要實(shí)時(shí)根據(jù)直升機(jī)飛行狀態(tài)進(jìn)行變穩(wěn)控制參數(shù)調(diào)整的問(wèn)題，綜合響應(yīng)反饋[4]和模型跟隨[5]的優(yōu)點(diǎn)設(shè)計(jì)了變穩(wěn)控制律，并對(duì)該變穩(wěn)控制律的可行性和有效性進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

1 直升機(jī)變穩(wěn)能力分析

變穩(wěn)直升機(jī)通常是在已經(jīng)成熟穩(wěn)定的直升機(jī)平臺(tái)上，進(jìn)行一定改裝以實(shí)現(xiàn)對(duì)被模擬直升機(jī)各通道的全面匹配，因此，原型直升機(jī)平臺(tái)各通道能夠模擬的非失真許可范圍是需要重點(diǎn)考慮的對(duì)象。

1.1 相對(duì)變穩(wěn)能力

本文通過(guò)定義直升機(jī)變穩(wěn)性能指標(biāo)來(lái)確定變穩(wěn)直升機(jī)的非失真許可范圍，變穩(wěn)性能指標(biāo)P?為

(1)

以樣例直升機(jī)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(diǎn)配置法[6]對(duì)直升機(jī)在不同阻尼和自然頻率下的變穩(wěn)性能指標(biāo)進(jìn)行仿真，比較不同前飛速度時(shí)樣例直升機(jī)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(biāo)

圖2 30 km/h前飛狀態(tài)下俯仰通道變穩(wěn)性能指標(biāo)

圖3 120 km/h前飛狀態(tài)下俯仰通道變穩(wěn)性能指標(biāo)

對(duì)圖1～圖3進(jìn)行橫向?qū)Ρ瓤芍瑯永鄙龣C(jī)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(dāng)自然頻率取值較大時(shí)，無(wú)論阻尼取何值，直升機(jī)的變穩(wěn)性能指標(biāo)均接近于0。 而當(dāng)阻尼取值較小而自然頻率較大時(shí)，變穩(wěn)性能指標(biāo)變得不穩(wěn)定。通過(guò)縱向?qū)Ρ瓤芍?，?duì)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(shí)樣例直升機(jī)的變穩(wěn)能力有所下降。

1.2 絕對(duì)變穩(wěn)能力

直升機(jī)的變穩(wěn)能力受直升機(jī)操縱輸入權(quán)限以及實(shí)際姿態(tài)角調(diào)節(jié)范圍的影響，以樣例直升機(jī)為例，通過(guò)數(shù)字仿真實(shí)驗(yàn)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(jī)俯仰通道為例，針對(duì)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(duì)樣例直升機(jī)狀態(tài)量進(jìn)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(shè)定俯仰通道阻尼ζ為0.25，自然頻率ωn為0.4。

圖4 直升機(jī)俯仰通道變穩(wěn)能力計(jì)算流程

樣例直升機(jī)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(jī)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(jī)的操縱效率在自然頻率增加到一定范圍時(shí)會(huì)有所下降，故當(dāng)自然頻率在0.4～3范圍內(nèi)、阻尼比在0.25～1之間變化時(shí)，直升機(jī)具有較好的變穩(wěn)性能。

圖5 樣例直升機(jī)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(jī)俯仰通道各阻尼和自然頻率下最大峰值俯仰角

2 直升機(jī)變穩(wěn)控制律設(shè)計(jì)

直升機(jī)變穩(wěn)實(shí)質(zhì)上是使用相應(yīng)的變穩(wěn)控制算法，使原型直升機(jī)具有目標(biāo)直升機(jī)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(duì)直升機(jī)懸停狀態(tài)，本文綜合考慮響應(yīng)反饋原理以及模型跟隨原理設(shè)計(jì)如圖7所示的變穩(wěn)控制律，可分為內(nèi)外2個(gè)回路。

圖7 綜合模型跟隨原理

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

在確定補(bǔ)償回路參數(shù)后，通過(guò)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(duì)角度以及角速率展開跟蹤，同時(shí)在直升機(jī)高度通道展開垂向速率以及高度的跟蹤，可較精準(zhǔn)跟隨模型直升機(jī)響應(yīng)。對(duì)應(yīng)的，滾轉(zhuǎn)、俯仰和航向的跟蹤環(huán)主要結(jié)合了相應(yīng)角位置的PI控制、角速率的PI控制以及校正網(wǎng)絡(luò)和主增益控制。而高度跟蹤環(huán)主要結(jié)合了高度的PI控制、垂向速率的PI控制以及校正網(wǎng)絡(luò)和主增益。對(duì)各個(gè)通道誤差信號(hào)的PI控制，可以提高快捷性的同時(shí)消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差，對(duì)模型直升機(jī)的跟蹤性能也很大程度加強(qiáng)。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(yīng)性能以及穩(wěn)定性都有所改善。

變穩(wěn)直升機(jī)縱向通道控制如圖8所示，該通道中補(bǔ)償回路由前饋信號(hào)δe以及反饋信號(hào)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(jié)構(gòu)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(shè)計(jì)與縱向類似，不再贅述。

圖8 變穩(wěn)直升機(jī)模型跟隨縱向通道控制

3 仿真實(shí)驗(yàn)

ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)規(guī)范[7]對(duì)直升機(jī)各通道的響應(yīng)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(duì)前飛狀態(tài)下直升機(jī)I級(jí)操縱品質(zhì)的要求確定阻尼和自然頻率，設(shè)計(jì)各通道目標(biāo)模型，具體理想模型如表2所示。

表2 模型機(jī)各通道I級(jí)理想模型

原型機(jī)和模型機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航通道的數(shù)字仿真結(jié)果如圖9～圖14所示，圖中實(shí)線部分為原型直升機(jī)的試飛曲線，虛線部分為模型直升機(jī)的響應(yīng)曲線。仿真結(jié)果表明，原型機(jī)對(duì)模型機(jī)的跟蹤誤差在5% 以內(nèi)， 該控制律能夠在各通道實(shí)現(xiàn)跟蹤精度要求；其中角速率變化屬于短周期響應(yīng)，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(jī)氣動(dòng)參數(shù)的不確定性，可以在之后的研究中加入自適應(yīng)控制技術(shù)。

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(jié)束語(yǔ)

本文主要對(duì)直升機(jī)的變穩(wěn)能力以及變穩(wěn)控制策略開展研究，針對(duì)相對(duì)變穩(wěn)能力，為衡量操縱使直升機(jī)產(chǎn)生變穩(wěn)機(jī)動(dòng)響應(yīng)過(guò)程中的非失真許可范圍，在相同操縱桿位移輸入下，通過(guò)數(shù)字仿真實(shí)驗(yàn)計(jì)算不同阻尼和自然頻率下各通道的響應(yīng)；針對(duì)絕對(duì)變穩(wěn)能力，在操縱位移輸入下根據(jù)各通道響應(yīng)情形仿真計(jì)算的變穩(wěn)性能指標(biāo)。針對(duì)變穩(wěn)控制策略，本文基于響應(yīng)反饋法和模型跟蹤法進(jìn)行控制律的設(shè)計(jì)，分別設(shè)計(jì)內(nèi)外2個(gè)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(guò)調(diào)整比例系數(shù)使跟蹤誤差滿足要求。