用于直升機在大氣紊流中的旋翼狀態反饋控制

吉洪蕾， 陳仁良， 李攀

南京航空航天大學 航空宇航學院 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016

用于直升機在大氣紊流中的旋翼狀態反饋控制

吉洪蕾， 陳仁良*， 李攀

南京航空航天大學 航空宇航學院 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016

發展了一種集成旋翼狀態反饋(Rotor-State Feedback, RSF)控制的飛行控制系統，以提升直升機在大氣紊流環境中低速飛行時的飛行品質。基于經典顯模型跟蹤控制系統，對機體和旋翼狀態反饋增益進行協同設計，以綜合優化旋翼/機體耦合動穩定性和直升機在飛行品質相關頻率范圍(1～12 rad/s)內的紊流緩和能力。同時，設計了一個旋翼前饋控制以增強直升機的操縱響應特性。對直升機飛行品質的線性分析表明：RSF控制的引入能夠在實現旋翼/機體耦合動穩定性控制的同時使滾轉和俯仰通道的指令跟蹤延遲時間分別降低21.87%和25.82%，擾動抑制帶寬分別提升243.22% 和72.56%。最后以飛行試驗驗證的高階非線性飛行動力學模型進行數值模擬驗證控制系統。結果表明：RSF控制的引入使直升機滾轉、俯仰角速率對紊流響應的標準差分別降低55.68%和26.81%。集成RSF的控制系統能夠提升直升機在紊流中的飛行品質。

直升機； 大氣紊流； 飛行品質； 旋翼狀態反饋； 模型跟蹤控制； 飛行動力學

直升機低空、低速的飛行特點使其經常工作在具有強紊流的環境中。大氣紊流會嚴重惡化直升機的飛行品質、導致操縱困難甚至駕駛員誘發振蕩，威脅飛行安全。因此必須采取措施提升直升機在大氣紊流中的飛行品質。

傳統的基于機體狀態反饋的飛行控制系統通過增大反饋增益能夠提升直升機的紊流緩和能力并改善操縱特性，但過大的反饋增益會導致旋翼/機體耦合振蕩、乃至不穩定[1-2]。因此，許多研究人員[3-5]提出采用旋翼狀態反饋(Rotor-State Feedback, RSF)增加旋翼模態的穩定性并增大機體狀態反饋增益以提升飛行品質。

Chen等[6-7]結合理論分析與飛行試驗結果研究了旋翼等高階動力學系統對高帶寬飛行控制設計的影響，并采用一個高階線性直升機飛行動力學模型分析RSF對直升機飛行動力學特性的提升能力。研究表明旋翼等高階系統是限制直升機反饋增益的主要因素，采用RSF控制可以輔助控制系統實現更高的帶寬，且能夠提升直升機陣風擾動抑制能力。同一時期，Takahashi[8-9]采用黑鷹直升機懸停狀態的一個高階線性模型分析了機體/旋翼狀態反饋在實現高帶寬飛行控制系統中的作用。結果表明，在控制系統中引入RSF能夠有效提升旋翼模態的穩定性從而獲得更高的機體狀態反饋增益，提升直升機的操縱品質、降低控制系統對傳感器噪聲的靈敏度。除了上述理論分析，Howitt等[10-11]采用試驗方法評估了RSF在控制系統中的作用。試驗基于一個縮比旋翼模型，不同形式的RSF被引入到控制系統中進行評估。試驗結果表明，RSF能夠保證后退型揮舞模態的穩定性，從而可以采用更大的機體狀態反饋增益實現高帶寬控制系統設計。最近，Horn等[12]設計了一個可以無縫整合到既有控制系統中并且可隨時斷開的RSF控制器，以消除在之前研究中發現的旋翼轉速變化所導致的旋翼/機體耦合振蕩現象[13]，確保在旋翼轉速變化時仍然能夠保持較高的操縱帶寬和穩定性。

上文所述研究的焦點在于獲得更大的機體狀態反饋增益以提升直升機操縱帶寬及擾動抑制能力，RSF主要用來穩定由于高機體狀態反饋增益導致的旋翼/機體耦合不穩定模態。對在強紊流環境中飛行的直升機，在控制系統中引入RSF的另外一個好處卻鮮有考慮：旋翼既是直升機的主要操縱面也是紊流擾動產生的重要源頭之一，引入RSF能夠增強對旋翼的控制，緩和旋翼對紊流的擾動響應。本文提出對旋翼/機體狀態反饋增益進行協同設計，以綜合優化旋翼/機體耦合動穩定性和直升機在飛行品質相關頻率范圍內(1～12 rad/s)的紊流緩和能力。同時，設計了一個旋翼前饋控制以提升直升機的操縱響應特性。然后將設計的RSF控制律整合到已有的經典顯模型跟蹤控制系統。以一個高階線性飛行動力學模型分析RSF對直升機穩定性、操縱響應以及紊流緩和能力的影響，并以一個經過飛行試驗驗證的高階非線性飛行動力學模型進行數值模擬驗證所設計的控制系統。

1 飛行動力學模型

本文通過對已有的高階非線性飛行動力學模型[14-16]進行線化獲得線性模型。模型所選用的機型為黑鷹直升機，建模相關的參數見文獻[14]，模型驗證見文獻[15-16]。

整個模型共21個運動自由度，包含機體的6個剛體運動自由度、旋翼各片槳葉的揮舞、擺振和1個彈性扭轉自由度、動態入流的3個自由度、尾槳入流的1個自由度、機身的1個側洗和下洗自由度。模型的狀態空間形式為

(1)

2 大氣紊流模型

采用一種三維空間大氣紊流模型[16]進行直升機在紊流中的非線性飛行模擬。詳細的大氣紊流模擬及直升機各部件處紊流擾動速度的計算方法見文獻[16]。將紊流速度分量疊加到直升機各氣動部件的迎角、側滑角和動壓計算項中以考慮紊流對直升機的影響。包含紊流速度項的直升機飛行動力學方程形式為

(2)

式中：

3 控制系統設計

本文以經典顯模型跟蹤控制系統[17-19]為基礎設計旋翼狀態反饋控制，并集成到原控制系統中。下文首先簡要介紹顯模型跟蹤控制系統，然后介紹旋翼狀態反饋控制設計方法。

3.1 顯模型跟蹤控制

圖1 顯模型跟蹤控制系統結構圖 Fig.1 Architecture of explicit model-following control system

圖1所示為本文采用的經典顯模型跟蹤控制系統結構，由3個部分組成：指令模型M(s)、被控對象逆模型P-1(s)和反饋補償模塊H(s)，s為拉普拉斯算子。圖中：us為駕駛桿輸入操縱量；xcom為指令模型輸出狀態量；uff為逆模型輸出操縱量；ufd為反饋補償模塊輸出操縱量；ua為作動器操縱量；P(s)為被控對象即直升機；x為被控對象輸出狀態量。

由圖1可知，如果被控對象Ps的理想逆模型P-1s存在，則整個系統的傳遞函數為

(3)

即系統與指令模型等價，消除了直升機的動力學特性，被控對象輸出x完全等于指令模型輸出xcom。因此，只需給出合適的指令模型即可滿足提出的設計要求。

指令模型，又被稱為顯模型，是直升機的指令輸出，也是控制系統需要跟蹤的目標。指令模型的設計以現行的直升機飛行品質規范為依據，同時還應該考慮到與被控對象的匹配，例如假如選擇的指令模型帶寬過大，使直升機難以跟蹤指令模型，會導致系統飛行品質下降。理想的直升機角速率響應具有一階特性，姿態響應具有二階特性。本文所關注的為直升機滾轉、俯仰通道的姿態指令/姿態保持(Attitude Command/Attitude Hold,ACAH)響應類型[20]，以俯仰通道為例，以二階傳遞函數表示其指令模型為

(4)

逆模型對被控對象進行前向補償，提高直升機對操縱的響應速度。理想的逆模型的零點與被控對象的極點對消，能夠消除被控對象的動態特性。旋翼和作動器等具有高頻動力學特性部件的動態特性是不可能消除的，重心偏離等低頻動力學特性的影響可以由反饋補償模塊抑制。因此，對直升機剛體運動的傳遞函數進行擬合獲得的一階或二階模型足以滿足控制系統對逆模型的要求。以俯仰通道為例，其擬合的低階等價模型可以一階傳遞函數表示為

(5)

式中：Kq和Tq分別為低階等價模型的增益和時間常數。

反饋補償模塊的作用是穩定直升機各運動模態、抑制干擾，使被控對象能夠穩定地跟蹤指令模型輸出。Tischler等[18]指出對于高帶寬控制系統，較高的反饋增益能夠抑制處于低頻段的飛行動力學模態，系統的帶寬主要由旋翼等具有高頻動力學特性的部件決定。

從上文描述可知，為獲得高帶寬顯模型跟蹤控制系統，指令模型應與控制系統對指令模型的跟蹤能力協調。如果對指令模型的跟蹤能力不足，則會導致控制系統無法及時跟蹤指令模型輸出，惡化直升機的操縱響應特性。為定量描述控制系統對指令模型的跟蹤能力，定義指令跟蹤延遲時間為

(6)

式中：τmf為指令跟蹤延遲時間；ωBDW為根據飛行品質規范[20]確定的系統帶寬頻率；φcomωBDW為指令模型在帶寬頻率ωBDW處的相位角。

3.2 旋翼狀態反饋控制

在經典顯模型跟蹤控制系統的基礎上，設計RSF控制器，以增強旋翼/機體耦合模態的動穩定性，增大機體狀態反饋增益，并提升旋翼對紊流的緩和能力。RSF控制器通過反饋縱、橫向周期揮舞、擺振角和角速率，獲得縱、橫向操縱并疊加到顯模型跟蹤控制系統的作動器操縱輸入中，如圖2所示，其中da為擾動輸入。研究表明旋翼縱、橫向周期揮舞、擺振角和角速率可以提供充足的旋翼狀態信息，使RSF控制擁有足夠的魯棒性[8,12]。同時，協同旋翼狀態反饋設計，重新設計俯仰、滾轉通道的反饋增益以提升直升機俯仰、滾轉通道的飛行品質。

圖2 集成旋翼狀態反饋(RSF)的控制系統結構圖 Fig.2 Architecture of control system integrated with rotor-state feedback (RSF)

由于揮舞、擺振運動的錐度角和無反作用角以及機體速度對旋翼周期揮舞、擺振運動以及機體俯仰、滾轉運動的影響不大，假定它們與俯仰和滾轉動力學解耦，得到機體姿態/旋翼狀態耦合的動力學方程為

(7)

以式(7)的機體/旋翼動力學耦合模型為基礎，采用線性二次型狀態調節器(Linear Quadratic Regulator, LQR)最優控制方法[21]協同設計滾轉、俯仰角及角速率反饋增益和旋翼狀態反饋增益。該方法首先給出一個二次型性能指標，然后尋找最優狀態反饋量使受擾偏離平衡位置的狀態量在恢復到平衡位置附近的過程中性能指標最小，最終完成控制設計。本文采用如式(8)所示的性能指標求解LQR增益。

(8)

式中：權重系數矩陣Qb用來加權直升機俯仰、滾轉角和角速率以避免過量的機體運動；矩陣Qf用來加權旋翼周期揮舞角，以避免過量的旋翼運動；矩陣R用來加權旋翼周期變距操縱，以避免控制器產生過大的操縱量。由于縱橫向周期揮舞角直接影響直升機俯仰和滾轉運動，因此將縱橫向周期揮舞角計入性能指標，以提升直升機在高頻范圍內的紊流緩和能力。

依據極小值原理[21]，使式(8)中性能指標最小的最優控制存在且唯一，即

u*t=-R-1BTSxt=-Kxt

(9)

式中：K=R-1BTS為LQR狀態反饋增益矩陣，S為正定對稱矩陣，且滿足式(10)所示的矩陣代數黎卡提方程。

-SA-ATS+SBR-1BTS-Q=0

(10)

式中：

(11)

由于LQR最優控制方法能夠在獲得最優解的同時確保閉環系統穩定并留有足夠的幅值和相位裕度。因此，采用該方法對旋翼/機體狀態反饋增益進行協同設計可以綜合優化旋翼/機體耦合動穩定性和飛行控制系統的紊流緩和能力。

機體和旋翼狀態反饋增益的取值隨加權矩陣Qb和Qf的增大而增大，使直升機紊流緩和能力隨之增大。然而由于受到作動器權限以及濾波器等高階系統延遲時間的限制，LQR增益不能取值過大。通過反復嘗試，選擇各加權矩陣

(12)

(13)

引入RSF會降低旋翼的操縱靈敏度，從而降低控制系統對指令模型的跟蹤能力，如圖3所示。因此本文采用一個前饋控制增強對指令模型的跟蹤能力，最終的RSF控制系統結構如圖4所示。由于縱、橫向周期揮舞角是影響直升機滾轉、俯仰運動的主要因素，因此滾轉和俯仰的動力學特性可近似表示為

(14)

(15)

圖3 RSF對控制系統指令跟蹤能力的影響 Fig.3 Effect of RSF on command tracking capability of control system

圖4 旋翼狀態反饋控制結構圖 Fig.4 Architecture of RSF control

增加旋翼前饋控制的目的是增強對指令模型的跟蹤能力，不應該加快旋翼的響應致使引發過量的超調，因此，在前饋回路中增加一個慣性環節以軟化旋翼指令輸入，其時間常數τf約等于旋翼響應的時間常數。

4 飛行品質分析

基于高階線性飛行動力學模型，分別對經典顯模型跟蹤控制系統(Baseline Explicit Model-Following Control System)和集成RSF控制系統的穩定性、操縱響應特性和紊流緩和能力進行分析，研究RSF控制對直升機低速飛行品質的影響。經典顯模型跟蹤控制系統的反饋系數取自文獻[18]。指令模型的參數綜合考慮直升機本身性能以及飛行品質規范ADS-33E-PRF[20]的要求得出，如表1所示。

表1 指令模型參數Table 1 Parameters of command model

4.1 穩定性

圖5和圖6所示為有無RSF時旋翼/機體耦合模態對滾轉角速率和滾轉角反饋的根軌跡圖，滾轉角速率反饋增益變化范圍為0～150(%·rad-1·s)，滾轉角反饋增益變化范圍為0～1 000(%·rad-1)，計算狀態為前飛速度為20 m/s，箭頭表示旋翼/機體耦合模態隨反饋增益增大的變化方向。

從圖5中可以看出，隨著滾轉角速率反饋增益的增大，揮舞模態的固有頻率增大，阻尼較小的擺振后退型和前進型模態則逐漸變得不穩定。這是因為直升機的橫向操縱是通過改變旋翼的橫向揮舞角實現的，并且在小速度時由機體產生的滾轉阻尼可以忽略不計，滾轉角速率反饋的引入相當于對旋翼橫向周期揮舞角施加積分反饋控制，導致旋翼揮舞運動模態的固有頻率增加，阻尼比減小，旋翼揮舞角速率響應增大；隨著滾轉角速率反饋增益的增加，逐漸增大的揮舞角速率響應導致在擺振平面內由旋翼旋轉產生的科氏力逐漸增大，最終導致本身阻尼較小的擺振模態發散。

圖5 旋翼/機體耦合模態對滾轉角速率反饋根軌跡圖 Fig.5 Root locus of rotor/body coupling modes with roll rate feedback

圖6 旋翼/機體耦合模態對滾轉角反饋根軌跡圖 Fig.6 Root locus of rotor/body coupling modes with roll angle feedback

從圖6中可以看出，滾轉角反饋對旋翼模態動穩定性的影響較小，這是因為滾轉角運動的固有頻率遠低于旋翼各模態的固有頻率。由于小速度飛行時機體產生的滾轉阻尼可以忽略不計，滾轉

角反饋的引入相當于對滾轉角速率施加積分控制，因此隨著滾轉角反饋增益增大，滾轉角速率的阻尼減小，最終導致滾轉/俯仰角速率耦合模態發散。

另外，從圖5和圖6中可以看出RSF的引入使旋翼/機體耦合模態的根軌跡要么整體向復平面的左側移動了一段距離，要么減緩了其隨滾轉角速率和滾轉角反饋增益增大向復平面右側偏移的趨勢，增強了旋翼/機體耦合模態的動穩定性，使控制系統能夠采用更大的機體狀態反饋增益。這是因為RSF控制能夠增加旋翼揮舞和擺振運動的阻尼，從而使系統更加穩定。

經典顯模型跟蹤控制系統和本文發展的集成RSF控制系統的旋翼/機體耦合模態動穩定性和直升機頻域穩定裕度分別見表2和表3。從表中可以看出，集成RSF的控制系統能夠保證旋翼/機體耦合模態的動穩定性，具有與經典顯模型跟蹤控制系統同等程度的穩定裕度，但是前者的相位和幅值穿越頻率更大，這使系統擁有更強的指令跟蹤能力和紊流緩和能力，見表3及下文分析。因此，本文提出的基于LQR理論的旋翼/機體狀態反饋增益協同設計方法能夠實現旋翼/機體耦合動穩定性控制和飛行控制的綜合優化。

表2 旋翼/機體耦合模態固有頻率和阻尼比Table 2 Natural frequencies and damping ratios of rotor/body coupling modes

表3 控制系統線性評估結果Table 3 Linear evaluation of control systems

Note: CDRB—Control Equivalent Disturbance Rejection Bandwidth.

4.2 操縱響應特性

圖7所示為20 m/s前飛時俯仰角對縱向操縱的傳遞函數Bode圖，作為對比，指令模型的Bode圖也被繪制在圖中。從圖中可以看出，與經典顯模型跟蹤控制相比，RSF控制的引入使系統能夠以更小的相位延遲跟蹤指令模型，從而具有更好的操縱響應特性。這是因為RSF控制的引入增強了旋翼/機體耦合模態的動穩定性，從而能夠采用更大的機體狀態反饋增益，增強系統對指令模型的跟蹤能力。同時，上文所設計的旋翼前饋控制也增強了旋翼對指令模型的跟蹤能力。

圖7 俯仰角對縱向操縱輸入傳遞函數的Bode圖 Fig.7 Bode plots of transfer functions from longitudinal input to pitch angle

經典顯模型跟蹤控制系統和集成RSF控制系統的指令跟蹤延遲時間見表3。與經典顯模型跟蹤系統相比，RSF控制的引入使滾轉、俯仰通道的指令跟蹤延遲時間分別降低了21.87%和25.82%，顯著提升了系統的指令跟蹤能力，具有進一步增加指令模型帶寬從而增強直升機操縱響應特性的潛力。

4.3 紊流緩和能力

控制系統的紊流緩和能力由作動器擾動輸入da到作動器總輸出ua之間的閉環傳遞函數ua(s)/da(s)度量，如圖2所示。其中，

(16)

由式(16)可知，增大系統反饋增益Hs可以提升系統的紊流緩和能力。與經典顯模型跟蹤控制系統相比，集成RSF的控制系統可以采用更大的機體狀態反饋增益，因此可以提升系統在低頻范圍內的紊流緩和能力。又因為RSF的引入提高了旋翼和直升機在高頻范圍內的紊流緩和能力，因此，集成RSF的控制系統能夠提高直升機在整個飛行品質相關頻率范圍內(1～12 rad/s)的紊流緩和能力，如圖8所示。其中飛行速度為20 m/s。

采用Link等[22]提出的操縱等效擾動抑制帶(Control Equivalent Disturbance Rejection Bandwidth, CDRB)定量評估直升機紊流緩和能力。CDRB是指當作動器擾動輸入da到作動器總輸出ua之間的閉環傳遞函數ua(s)/da(s)的幅頻特性上升到-3 dB時的頻率，如圖8所示。20 m/s前飛時經典顯模型跟控制系統和集成RSF控制系統的CDRB見表3。與經典顯模型跟蹤控制系統相比，集成RSF的控制系統對滾轉、俯仰通道的CDRB分別提升243.22%和72.56%。

圖8 俯仰通道紊流緩和傳遞函數的Bode圖 Fig.8 Bode plots of transfer functions for turbulence alleviation of pitch axis

5 非線性數值模擬

分別將經典顯模型跟蹤控制系統和集成RSF的控制系統接入式(2)的高階非線性飛行動力學模型，進行直升機在大氣紊流中的操縱響應數值模擬，分析RSF控制對直升機在紊流環境中飛行品質的影響。在模擬計算中采用多槳葉坐標變換方法[23]將飛行動力學模型輸出的單片槳葉揮舞、擺振狀態量轉換到不旋轉坐標系，然后輸出給RSF控制系統。

圖9所示為直升機在大氣紊流環境中對10%縱向偶極方波操縱的響應時間歷程。響應計算的初始狀態為在30 m高空以20 m/s的前飛速度進行穩定平飛，垂向大氣紊流強度為2 m/s。圖9(a)～圖9(d)為機體滾轉、俯仰角和角速率的響應時間歷程。從圖中可以看出，2種飛行控制系統都能夠使直升機在大氣紊流環境中進行機動操作時保持良好的穩定性，但是與經典顯模型跟蹤控制系統相比，集成RSF的控制系統對指令輸出的跟蹤誤差更小，對紊流的緩和能力更強。圖9(e)～圖9(f)為對應的周期揮舞角時間歷程，可以看出，集成RSF的控制系統顯著提升了旋翼本身的紊流緩和能力。最后，以直升機滾轉、俯仰角速率對紊流擾動響應的標準差定量評估RSF對直升機紊流緩和能力的提升，如表4所示。從表中可以看出，RSF的引入使直升機滾轉、俯仰角速率對紊流響應的標準差分別減小55.68%和26.81%。

圖9 直升機對10%縱向偶極方波操縱的響應時間歷程 Fig.9 Time histories of helicopter response to 10% doublet in longitudinal input

表4 直升機角速率對紊流擾動響應的標準差

Table4Standarddeviationofhelicopterangularrateresponsestoturbulence

StatevariableBaselineonly/((°)·s-1)RSFIntegrated/((°)·s-1)Reduction/%p3．21521．425055．68q1．17240．858126．81

6 結 論

基于經典顯模型跟蹤控制系統，本文發展了一種集成RSF控制的飛行控制系統。提出對旋翼/機體狀態反饋增益進行協同設計，以實現旋翼/機體耦合動穩定性控制與飛行控制的綜合優化，提升旋翼和機體的紊流緩和能力，提高直升機在大氣紊流中的飛行品質。通過以上分析可以得到以下結論：

1) RSF能夠增加旋翼/機體耦合模態的動穩定性，有助于獲得更高的機體狀態反饋增益，但會降低原控制系統對指令模型的跟蹤能力，需要增加適當的前饋控制以補償控制系統對指令模型的跟蹤能力。

2) 線性分析表明，本文提出的RSF控制方法能夠實現旋翼/機體耦合動穩定性控制和飛行控制系統的綜合優化，增大機體狀態反饋增益并增強對旋翼的控制，使滾轉和俯仰通道的指令跟蹤延遲時間分別降低21.87%和25.82%，擾動抑制帶寬分別提高243.22%和72.56%。

3) 非線性數值模擬表明，RSF的引入使直升機滾轉、俯仰角速率對紊流響應的標準差分別降低55.68%和26.81%。本文設計的集成RSF控制系統能夠增強直升機在大氣紊流環境中的操縱響應特性，提升機體和旋翼的紊流緩和能力，提高直升機在大氣紊流中的飛行品質。

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(責任編輯： 鮑亞平， 徐曉)

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Rotor-statefeedbackcontrolforhelicopterinatmosphericturbulence

JIHonglei,CHENRenliang*,LIPan

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

ThispaperdevelopsahelicopterflightcontrolsystemintegratedwithaRotor-StateFeedback(RSF)controllawtoimprovehelicopterflyingqualitiesatlowspeedinturbulentatmosphericenvironment.Basedonthebaselineexplicitmodel-followingcontrolsystem,thefeedbackgainsofthebodyandrotorstatesaredesignedinsynergyforcomprehensiveoptimizationofboththestabilityofthecouplingrotor/fuselagedynamicsandtheturbulencealleviationintheinterestedfrequencyrangeofflyingqualities(1-12rad/s).Meanwhile,afeed-forwardcompensationdesignisaddedtoimprovethehelicopterresponsivenesstopilotcontrols.AlinearanalysisofthehelicopterflyingqualitiesshowsthatwiththeintegrationoftheRSFcontrollaw,thestabilityofthecouplingrotor/fuselagedynamicscanbeensured,andthecommandtrackingdelaytimesofrollandpitchaxesarereducedby21.87%and25.82%respectively,aswellasthedisturbancerejectionbandwidthsareimprovedby243.22%and72.56%.Ahigh-ordernonlinearflightdynamicmodelvalidatedagainstflighttestdataisusedtoconductasimulationtoverifytheintegratedcontrolsystem.ResultsshowthatwiththeintegrationoftheRSFcontrollaw,thestandarddeviationofthehelicopterrollandpitchrateresponsestoatmosphericturbulencearereducedby55.68%and26.81%,respectively.TheflightcontrolsystemintegratedwiththeRSFcontrollawhasthecapabilitytoimprovehelicopterflyingqualitiesinatmosphericturbulence.

helicopter;atmosphericturbulence;flyingqualities;rotor-statefeedback;model-followingcontrol;flightdynamics

2016-06-17；Revised2016-07-28；Accepted2016-08-24；Publishedonline2016-09-130838

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51405227,11672128)

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2016-06-17；退修日期2016-07-28；錄用日期2016-08-24； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-09-130838

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吉洪蕾， 陳仁良， 李攀． 用于直升機在大氣紊流中的旋翼狀態反饋控制J． 航空學報,2017,38(5):120541.JIHL,CHENRL,LIP.Rotor-statefeedbackcontrolforhelicopterinatmosphericturbulenceJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120541.

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10.7527/S1000-6893.2016.0242

V212.4

A

1000-6893(2017)05-120541-10