直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)理分析及控制律設(shè)計(jì)

王國(guó)才

(海軍駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是現(xiàn)代直升機(jī)自動(dòng)駕駛儀必備的功能之一。直升機(jī)進(jìn)行轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)或?qū)Ш斤w行時(shí)，如果不能實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，便會(huì)出現(xiàn)側(cè)滑，使飛行阻力增大，乘坐品質(zhì)變差。因此，合理設(shè)計(jì)相應(yīng)的控制律，實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能，對(duì)改善直升機(jī)的飛行品質(zhì)和操縱品質(zhì)無(wú)疑具有重要的實(shí)際意義。

針對(duì)直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計(jì)，文獻(xiàn)［1］開(kāi)發(fā)了基于MFCS的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)控制律，給出了結(jié)構(gòu)配置及系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)的具體方法。文獻(xiàn)［2］采用了常用的全包線調(diào)參方法，但計(jì)算量較大。文獻(xiàn)［3］采用LQG與PID相結(jié)合的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律結(jié)構(gòu)，然而給出的結(jié)果形式上比較復(fù)雜。文獻(xiàn)［4］將直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的參數(shù)擬配問(wèn)題作為一個(gè)含有約束的多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題處理，采用多目標(biāo)遺傳算法在全包線范圍內(nèi)進(jìn)行搜索，所設(shè)計(jì)參數(shù)的物理意義不很明確。上述文獻(xiàn)給出的方法各具特色，都具有參考價(jià)值和理論意義，但在對(duì)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)理分析和控制律結(jié)構(gòu)參數(shù)的物理解釋方面還顯不足，且在工程實(shí)現(xiàn)及試飛調(diào)參上具有一定難度。

本文針對(duì)某型直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求及存在的具體問(wèn)題，從物理原理上分析了飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎應(yīng)滿足的條件，確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的關(guān)鍵參數(shù)，進(jìn)而給出了控制律合理的結(jié)構(gòu)，采用分析、仿真等手段完成了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的設(shè)計(jì)。針對(duì)某型直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎存在的具體問(wèn)題，設(shè)計(jì)了退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎切換到航向穩(wěn)定模態(tài)過(guò)渡過(guò)程中的瞬態(tài)處理方法，克服了退出轉(zhuǎn)彎時(shí)的航向抖動(dòng)問(wèn)題，經(jīng)試飛驗(yàn)證，該方案可行和有效。

1 直升機(jī)模型及協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過(guò)程描述

直升機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是利用航向和傾斜通道的協(xié)調(diào)配合來(lái)實(shí)現(xiàn)的。某型直升機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。圖中γ，ψ分別為傾斜角和航向角，γ˙，ψ分別為傾斜角速度和航向角速度，y¨為側(cè)向過(guò)載，AIC為駕駛員橫向周期變距操縱輸入量，δrc為駕駛員尾槳槳距操縱輸入量為傾斜通道控制律參數(shù)為航向通道控制律參數(shù)，為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律參數(shù)分別為航向通道和傾斜通道伺服放大器的輸出。

圖1 直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)框圖

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中，駕駛員首先橫向壓桿，經(jīng)助力器、自動(dòng)傾斜儀使直升機(jī)傾斜，由垂直陀螺測(cè)得的γ和˙γ信號(hào)經(jīng)過(guò)控制器綜合后經(jīng)伺服放大器、傾斜舵機(jī)輸出，與駕駛桿信號(hào)相抵消，從而使直升機(jī)保持一定的傾斜角。當(dāng)γ＞4.5°時(shí)，γ和¨y分別經(jīng)過(guò)比例控制參數(shù) kδγ和 kδY¨加權(quán)組合后輸出給航向通道同步器。同步器的輸出以及另一路¨y信號(hào)經(jīng)過(guò)kδY¨比例放大后與ψ綜合，經(jīng)限幅再與˙ψ綜合，經(jīng)航向舵機(jī)、助力器和尾槳槳距機(jī)構(gòu)使直升機(jī)連續(xù)改變方向，最終實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

自動(dòng)駕駛儀的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是在直升機(jī)三軸穩(wěn)定的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)的。一般情況下，飛行員在起飛之前會(huì)將操縱臺(tái)上“俯仰”、“傾斜”、“航向”和“轉(zhuǎn)彎”按鈕按下，接通相應(yīng)的控制通道。當(dāng)飛行員橫壓駕駛桿使直升機(jī)傾斜角γ＞4.5°且飛行速度大于設(shè)定值時(shí)，駕駛儀進(jìn)入?yún)f(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎工作狀態(tài)。航向通道則應(yīng)以適當(dāng)?shù)暮较蚪撬俣雀S傾斜角，使直升機(jī)在轉(zhuǎn)彎時(shí)不出現(xiàn)側(cè)滑。當(dāng)直升機(jī)從轉(zhuǎn)彎狀態(tài)改出，傾斜角γ＜2.5°時(shí)，駕駛儀斷開(kāi)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能，轉(zhuǎn)入航向穩(wěn)定狀態(tài)。這樣可以避免當(dāng)傾斜角在4.5°附近波動(dòng)時(shí)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和航向穩(wěn)定工作狀態(tài)的頻繁切換。

2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過(guò)程機(jī)理分析及控制律設(shè)計(jì)

根據(jù)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎工作原理，從理論上分析其需要滿足的條件。設(shè)直升機(jī)在某一高度進(jìn)行穩(wěn)定的轉(zhuǎn)彎飛行(如圖2所示)，轉(zhuǎn)彎半徑為R，飛行速度為V，相應(yīng)的航向角速度(即轉(zhuǎn)彎角速度)為˙ψ。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎要求不出現(xiàn)側(cè)向過(guò)載，即直升機(jī)的重力mg與其隨轉(zhuǎn)彎產(chǎn)生的離心力F0所構(gòu)成的合力必須和機(jī)艙地面垂直，如圖3所示。

圖3 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)物體受力分析圖

此時(shí)有

由于所設(shè)計(jì)的直升機(jī)為大型運(yùn)輸機(jī)，飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的傾斜角限制在25°范圍內(nèi)，因而近似有tanγ≈γ，故可得出，由此得出傾斜角到航向角的傳遞函數(shù)

這就是直升機(jī)在穩(wěn)定的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行過(guò)程中航向角與傾斜角應(yīng)當(dāng)滿足的約束關(guān)系。但在實(shí)際飛行中，直升機(jī)從航向穩(wěn)定狀態(tài)進(jìn)入轉(zhuǎn)彎時(shí)，傾斜角是由飛行員通過(guò)壓桿實(shí)現(xiàn)的，傾斜角大小要根據(jù)任務(wù)需要來(lái)控制，因此，航向角速度也要隨之及時(shí)調(diào)整。直升機(jī)沿縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較小，因而傾斜運(yùn)動(dòng)比較迅速，而沿法向軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量大，所以航向改變比較遲緩。這樣就造成飛行員壓桿后，傾斜角反應(yīng)較快，而航向角速度不能及時(shí)匹配，產(chǎn)生滯后現(xiàn)象，造成飛機(jī)內(nèi)側(cè)滑，達(dá)不到滿意的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)。為使直升機(jī)航向角速度能及時(shí)跟隨變化中的傾斜角，達(dá)到即時(shí)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的目的，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律中設(shè)計(jì)了通道，相當(dāng)于引入了航向角速度的微分信號(hào)，起到提前控制的作用，提高航向角速度動(dòng)態(tài)跟隨傾斜角的能力。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎要求在轉(zhuǎn)彎時(shí)盡量減小(最好消除)側(cè)向過(guò)載，在機(jī)動(dòng)飛行中，要讓航向角速度在任何情況下都能隨傾斜角及時(shí)變化是不現(xiàn)實(shí)的，出現(xiàn)側(cè)向過(guò)載是情理之中的事。為了進(jìn)一步減小實(shí)際產(chǎn)生的側(cè)向過(guò)載，提高協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制的效果，將機(jī)上的側(cè)向加速度計(jì)信號(hào)引回來(lái)進(jìn)行反饋，并采用其比例-積分控制，以利于消除機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中實(shí)際產(chǎn)生的側(cè)向過(guò)載。由此確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的控制律結(jié)構(gòu)(對(duì)應(yīng)圖1中虛線框內(nèi)的部分)。

其中，側(cè)向加速度信號(hào)的比例系數(shù)kδY、積分系數(shù)kδY¨可以根據(jù)直升機(jī)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型用控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)得到，而航向微分系數(shù)kδγp可以通過(guò)系統(tǒng)仿真確定。

經(jīng)過(guò)系統(tǒng)仿真和實(shí)際試飛調(diào)參，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能完全實(shí)現(xiàn)，達(dá)到了預(yù)定的目的，證明所設(shè)計(jì)的控制律結(jié)構(gòu)參數(shù)合理正確。

3 退出轉(zhuǎn)彎時(shí)新航向基準(zhǔn)的確定

在實(shí)際飛行中，當(dāng)直升機(jī)改出轉(zhuǎn)彎，傾斜角達(dá)到2.5°時(shí)，駕駛儀由協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)切換到航向穩(wěn)定狀態(tài)，此時(shí)駕駛儀會(huì)自動(dòng)記錄并保持當(dāng)前航向角。由于退出轉(zhuǎn)彎時(shí)直升機(jī)仍然具有一定的航向角速度，因此會(huì)隨直升機(jī)航向運(yùn)動(dòng)的慣性繼續(xù)向轉(zhuǎn)彎方向偏轉(zhuǎn)，航向角會(huì)偏離退出轉(zhuǎn)彎瞬時(shí)記錄的基準(zhǔn)值，使得航向通道不得不進(jìn)行反向調(diào)整，造成轉(zhuǎn)彎退出瞬間出現(xiàn)航向抖動(dòng)現(xiàn)象。

針對(duì)航向抖動(dòng)的原因，控制律采用了在退出轉(zhuǎn)彎進(jìn)入航向穩(wěn)定狀態(tài)瞬間，以當(dāng)時(shí)的航向角為基礎(chǔ)，再根據(jù)當(dāng)前航向角速度進(jìn)行加權(quán)，適當(dāng)向轉(zhuǎn)彎方向修正的協(xié)調(diào)策略，確定新的航向基準(zhǔn)，新航向角基準(zhǔn)角公式

其中ψ*是新的航向角基準(zhǔn)，ψ0，˙ψ0分別是退出轉(zhuǎn)彎瞬時(shí)的航向角和航向角速度。加權(quán)系數(shù)k0在仿真實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上經(jīng)過(guò)試飛調(diào)整確定。實(shí)際飛行結(jié)果表明，采用上述航向基準(zhǔn)修正規(guī)律，能有效消除直升機(jī)退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)的航向抖動(dòng)。

4 結(jié)論

實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是直升機(jī)自動(dòng)駕駛儀的重要設(shè)計(jì)任務(wù)之一。本文通過(guò)對(duì)飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過(guò)程的機(jī)理分析，確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的結(jié)構(gòu)和參數(shù)，給出了明晰的物理解釋。從原理上說(shuō)明了所設(shè)計(jì)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律的合理性，也對(duì)試飛調(diào)參具有實(shí)際參考意義。設(shè)計(jì)、仿真及試飛結(jié)果均顯示，本文給出的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律合理、正確，完全滿足該型直升機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎指標(biāo)要求。本文所得結(jié)果對(duì)其他類型飛機(jī)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)也具有借鑒意義。

［1］南衛(wèi)生，楊一棟，熊 鑫.基于MFCS直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)設(shè)計(jì)［J］.海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2004，19(2):217-220.

［2］Yu Xiang，Wang Xinmin，Li Yan.Design of the coordinated turning control for a hellicopter digital autopilot［C］.proceedings of the 6th World Congress on Intelligent control and Automation，Dalian，China，2006.

［3］白浦江，王新民，余 翔，等.基于迭代LMI的直升機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)［J］.測(cè)控技術(shù)，2008，27(7):86-88.

［4］邢小軍，閆建國(guó).直升機(jī)全包線協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計(jì)及仿真［J］.飛行力學(xué)，2011，29(1):42-45.