變穩直升機構型系統設計及縱向飛行仿真驗證

方威, 邱天林, 李德尚, 王浩偉

(中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089)

空中飛行模擬是借助于變穩飛機來模擬另一架飛機在空中飛行中的動態響應特性,使駕駛員感覺是在操縱所要模擬的飛機,從而開展飛行品質等方面的研究。目前試飛院已有國內唯一一架綜合空中飛行模擬試驗機,二十多年期間成功完成了固定翼飛機的新機控制律驗證、國內外多批次試飛員及試飛工程師的教學培訓,但對于旋翼類變穩機國內還是空白。在我國直升機研制由仿制向自主研制的轉型階段過程中,以及對新型攻擊直升機、重型運輸直升機等機型的迫切需求的背景下,開展變穩直升機研制及飛行試驗意義重大。變穩直升機同其他空中飛行模擬器類似,用于模擬另一架直升機在空中飛行中的穩態及動態響應特性,因此如何改變直升機的響應特性成為重要研究內容。本文針對如何實現變穩直升機的響應特性變化問題,提出了一種構型設計的解決方法,通過構型控制律參數調整和構型切換邏輯的應用,改變直升機飛行特性。

國外對于構型設計技術的研究主要在變穩飛機和變穩直升機[1]上開展。20世紀80年代,美國卡爾斯潘公司選用Learjet飛機為平臺研制新一代的變穩飛機,飛機的縱向和橫航向操縱及響應特性可以實時改變,從而極大豐富了試飛員、試飛工程師的培訓內容[2]。同時期,中國飛行試驗研究院先后成功研制了BianWen-1型變穩試驗機和綜合空中飛行模擬試驗機IFSTA[3]。在IFSTA飛機上,采用了變穩系統狀態控制器,其面板上有8個撥打開關,駕駛員通過撥動這些開關可選擇8組給定的構型參數,改變飛機的操縱響應特性,其缺點是擴展性不足,而且在一個飛行架次內只能選擇縱向控制或橫向控制,降低了飛行試驗效率。

1 構型系統設計原理

在控制通道和控制律參數確定的條件下,直升機所體現出的動態響應特性可對應于變穩直升機的一個構型;當改變控制通道或改變控制律參數值,則可得到不同的構型。比如控制通道可選擇中央桿縱向通道、中央桿橫向通道、側桿縱向通道、側桿橫向通道、腳蹬航向通道、總距通道等;反饋參數根據響應類型分為角速率、姿態角、速度、高度等反饋參數。

構型控制系統設計的目的是能夠準確且可靠地改變控制通道和控制參數,其拓撲圖如圖1所示。

圖1 構型系統拓撲圖

構型控制系統的核心主要由顯示子系統、處理子系統、構型切換邏輯和構型控制律4個部分組成,其中前兩部分在構型控制器中,后兩部分在變穩飛控計算機中。顯示系統為駕駛員提供構型碼、控制通道、控制律參數等構型信息及指令輸入[4];處理子系統負責將指令以特定協議傳送至變穩飛控計算機,同時將接收的飛控返回信息解析至顯示子系統;構型切換邏輯根據安全條件決定接收或者拒絕選擇的構型;構型控制律最終接收構型指令并同步更新各控制通道的參數[5]。

2 構型系統設計方法

構型設計方法主要包括構型設計控制策略、構型切換邏輯和構型控制律設計。

2.1 構型設計控制策略

構型設計控制策略內容包括構型種類和數量設計、人機工效設計。

構型種類包括基本構型和可選構型。基本構型為直接鏈加增穩模態,也是默認構型;可選構型分為一級構型和二級構型,由控制通道和配置參數確定。

如控制通道分為縱向、橫向、航向、總距等,根據控制通道分配的構型定義為一級構型;配置參數有頻率、阻尼比、操縱功效、時間延遲等,每個具體參數可設置不同數值,比如阻尼比可設置為小阻尼比、中阻尼比和大阻尼比,根據配置參數分配的構型定義為二級構型。將控制通道和參數組合,可配置出多種可選構型。

在人機工效設計方面,為避免駕駛員因誤操作而使構型生效,或者選擇構型后并沒有執行該構型等狀況發生,需研究構型顯示方式及駕駛員操作方式。構型顯示方式將構型碼顯示分為當前構型碼和預選構型碼2個顯示區域,當前構型碼顯示為有效且正在執行的構型,預選構型碼為駕駛員已選定的目標構型。若當前構型碼和預選構型碼數值一致,表明構型生效且運行正常;若當前構型碼和預選構型碼數值不一致,表明選擇的目標構型沒有被執行。駕駛員操作上分為2步,第一步是通過按壓構型確認鍵完成構型加載,構型顯示界面中同步更新預選構型碼數值;第二步是通過按壓接通鍵完成構型生效,構型界面同步更新當前構型碼數值,飛控系統執行當前構型。通過駕駛員的2步操作方式從而降低因為誤操作而使構型生效的風險,且駕駛員通過比較當前構型碼和預選構型碼2個碼值,可判斷所選擇的構型是否被立即執行。

2.2 構型切換邏輯

構型切換邏輯包括構型分類、構型間切換狀態和構型轉換流程。

構型分類如圖2所示,上電構型是飛控上電或復位后,完成必要的初始化工作后,若輪載開關無效,自動進入實時任務,此時變穩舵機離合器斷開,仍然由安全駕駛員操縱。

圖2 構型分類

本文描述的直升機變穩控制系統具有周期變距桿控制模式和側桿控制模式,因此根據周期變距桿操縱和側桿操縱具有不同的變穩控制律,將變穩直升機構型分為周期變距桿操縱和側桿操縱兩大類。

周期變距桿下具有電傳模態和變穩模態:

1) 電傳模態包括直接鏈構型和增穩構型,均可控制縱向、橫向、航向和總距4個方向。其中直接鏈構型為變穩系統下的基本構型。

2) 變穩模態包括縱向構型、橫向構型、航向構型、總距構型、典型構型及基本構型。

側桿下具有電傳模態和變穩模態：

1) 電傳模態包括電傳構型,均可控制縱向、橫向、航向和總距4個方向。

2) 變穩模態包括縱向構型、橫向構型、典型構型及基本構型。

構型間切換狀態包括周期變距桿與側桿之間的各構型切換,周期變距桿下的各構型切換和側桿下的各構型切換。

周期桿與側桿間的切換如圖3所示。

圖3 周期桿與側桿間的構型切換

考慮到飛行安全,周期變距桿下的構型不能直接進入到側桿操縱下的構型,需要先退回到原機操縱,再接通進入側桿操縱下的構型;側桿操縱下的構型也是先退回到原機操縱再進入周期變距桿下的構型。

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

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

圖4 控制通道之間構型切換

對于給定控制通道內部構型切換,如圖5所示。對于相同控制通道的構型,比如周期桿縱向構型1和周期桿縱向構型2的,只是參數配置不同,相互之間可以直接切換,無需退回到原機操縱。

圖5 控制通道內部構型切換

構型轉換流程如圖6所示。構型切換流程主要包括飛控接收構型控制器的總線數據處理邏輯及構型轉換邏輯。總線數據處理邏輯包括數據解析、校驗及預選構型計數;構型轉換邏輯包括預選構型與當前構型比較,若符合構型轉換邏輯則當前構型變為預選構型,若不符合構型轉換邏輯則當前構型保持不變。

圖6 構型轉換流程圖

2.3 構型控制律設計

構型控制律設計需考慮變穩直升飛機的包線、舵機速率等系統限制條件,控制方法的選取主要分為響應反饋和模型跟隨2種方法[6-7],并根據具體的應用來確定某種方法[8]。

本文構型控制律設計采用響應反饋控制方法,將機體三軸角速率、體軸法向速率作為反饋量,從而改善系統的穩定特性[9-10]。通過前饋增益系數和反饋增益系數的參數配置得到不同的構型,從而實現響應特性的改變。

本文以縱向構型控制律設計為例進行介紹。圖7為縱向構型控制律基本原理框圖,變穩控制中的縱向阻尼、操縱功效、時間延遲等特性通過改變前饋增益、反饋增益和時間延遲環節實現。

圖7 縱向構型控制律基本原理圖

其中,阻尼特性變穩主要通過控制增穩反饋回路的反饋增益條件來實現,反饋參數越大,阻尼越大;反饋增益越小,阻尼越小。操縱功效的變穩通過改變前饋增益來實現。時間延遲特性通過增加時間延遲環節來實現。時間延遲可能是純時間延遲,例如飛控計算處理延遲或采樣率延遲,或濾波器產生的延遲,或低階系統的機械反彈。

3 飛行仿真

飛行仿真試驗環境為包含原機機械桿系的變穩直升機地面臺架系統,如圖8所示。其中左駕駛位為試驗駕駛員,右駕駛位為安全駕駛員,構型控制器通過RS422總線與變穩飛控計算機通訊;變穩飛控計算機接收可變人感指令及構型指令,經控制律解算后輸出舵機指令至4個方向舵機,舵機帶動原機桿系和助力器運動,同時助力器反饋位置信號給模型解算計算機;模型解算計算機實時運行直升機仿真模型,輸出狀態參數至視景顯示計算機,驅動三通道投影儀,實現地面臺架系統的飛行仿真功能。

圖8 地面臺架系統結構圖

仿真試驗分為兩部分,包括構型間切換仿真和切換后的響應特性模擬。構型間切換仿真主要驗證構型轉換流程是否正確。通過構型界面進行設置,圖9和圖10分別顯示預選構型有效和無效狀態下的顯示界面。圖9中,駕駛員選擇101構型,預選構型同時改變為101,之后按下接通按鍵,此時當前構型顯示101,表示構型選擇有效,當前飛機響應特性為縱向的一級頻率特性;若此時選擇204構型,如圖10所示,預選構型相應顯示204,但由于此時沒有退回到原機模態,此時當前構型仍為101,表明構型選擇無效,需退回至原機模態并再次按壓接通按鈕,當前構型變為204,構型生效,當前飛機響應特性變為橫向的一級阻尼特性。

圖9 縱向構型顯示界面 圖10 橫向構型顯示界面

本文的響應特性模擬試驗均為縱向模擬,以某型直升機為本體飛機,采用響應反饋方法,試驗內容包括典型Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ級飛行品質[11]下的阻尼比、操縱功效和時間延遲的模擬。縱向構型控制律如圖11,具體試驗內容及結果如圖12～14所示。

圖11 縱向構型控制律圖

圖12 變阻尼比模擬 圖13 變操縱功效模擬

1) 變阻尼比模擬

選取直升機狀態點為高度1 000 m,懸停狀態,選取構型為101,102和103。縱向推桿10 mm,得到不同阻尼比響應曲線如圖12所示,其中Xb為縱向周期變距桿位移,θ為直升機俯仰角,q為直升機俯仰角速率。當構型為101,反饋K值調節為0.5,響應為小阻尼特性,對應實線響應曲線;當構型為102,反饋K值調節為1,響應為中阻尼特性,對應點畫線響應曲線;當構型為103,反饋K值調節為1.5,響應為大阻尼特性,對應虛線響應曲線。從θ和q響應曲線可知,反饋值變大對應直升機的阻尼比變大,直升機穩定性增強。

2) 變操縱功效模擬

直升機狀態點為高度1 000 m,懸停狀態,縱向推桿10 mm,通過改變構型及前饋增益[12]得到不同操縱功效響應曲線如圖13所示。當構型為110,前饋增益較低,對應實線響應曲線,此時俯仰角速率較小,俯仰角變化幅值也較小;當構型為112,前饋增益較高,此時俯仰角速率較大,俯仰角變化幅值也較大。從θ和q響應曲線可知,前饋增益越大,對應直升機的操縱功效越大,在相同的桿量輸入條件下直升機響應的幅值越大。

3) 變時間延遲模擬

直升機狀態點為高度1 000 m,懸停狀態,縱向倍脈沖操作,調節時間延遲常數分別為4,80和200 ms,得到不同時間延遲響應曲線如圖14所示;當構型為114,延遲小,對應實線響應曲線,此時俯仰角速率和俯仰角隨指令變化較快,容易操縱;當構型為116,延遲大,對應虛線響應曲線,此時俯仰角速率和俯仰角隨指令變化較慢,較難操縱。從θ和q響應曲線可知,當增加時間延遲常數,脈沖輸入會導致直升機響應發散。

圖14 變時間延遲模擬

4 結 論

變穩直升機在研制及應用過程中,需要考慮直升機響應特性變化的實現方式以及安全性設計。基于此,本文研究變穩直升機構型系統設計,從構型設計控制策略、構型控制律設計和構型切換邏輯三方面進行分析設計,并通過數值仿真以及地面臺架試驗驗證了構型間切換邏輯仿真,以及改變構型后的變阻尼比、變操縱功效、變時間延遲等特性模擬。結果表明,通過構型系統設計,實現了變穩直升機構型之間的可靠切換以及縱向特性大范圍的變化,達到了預期效果,為變穩直升機研制及后續飛行試驗奠定了技術基礎。