直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)研究報(bào)告

PAGEPAGEPAGE782直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)研究報(bào)告(南京航空航天大學(xué)旋翼動(dòng)力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京，210016)摘要：直升機(jī)具有較強(qiáng)的耦合性、不穩(wěn)定性，給飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了很大的困難。本文針對ADS-33E-PRF中的小幅輸入/中高頻響應(yīng)和小幅輸入/中低頻響應(yīng)的品質(zhì)指標(biāo)要求，通過加入飛行控制系統(tǒng)改善直機(jī)的飛行品質(zhì)。采用動(dòng)態(tài)逆和極點(diǎn)配置相結(jié)合的方法設(shè)計(jì)直升機(jī)飛行控制律，并通過仿真等手段進(jìn)行檢驗(yàn)，證實(shí)了樣例直升機(jī)飛行品質(zhì)的提高，從而表明本文設(shè)計(jì)策略的合理性以及控制律的有效性。關(guān)鍵字：直升機(jī)；飛行品質(zhì)；飛行控制；動(dòng)態(tài)逆引言美國2000年頒布的最新軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33E-PRF根據(jù)軍用直升機(jī)的使用要求提出了許多新的飛行品質(zhì)指標(biāo)，以滿足直升機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和機(jī)動(dòng)性的要求。然而，由于直升機(jī)運(yùn)作方式獨(dú)特、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，飛行模態(tài)較多，每種狀態(tài)下的空氣動(dòng)力學(xué)特性差異也很大，因而單純依靠氣動(dòng)布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)已經(jīng)難以滿足現(xiàn)代規(guī)范指標(biāo)的要求，通過飛行控制律的設(shè)計(jì)來改善直升機(jī)的飛行品質(zhì)已經(jīng)成為直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)的主要手段。在過去的十幾年中，直升機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)已進(jìn)行了相當(dāng)多的研究，也取得了許多的研究成果。但如何根據(jù)ADS-33E-PRF飛行品質(zhì)的指標(biāo)要求，尤其是機(jī)動(dòng)性的指標(biāo)要求進(jìn)行控制律的設(shè)計(jì)研究相對較少。造成這一現(xiàn)象的主要原因是ADS-33以前的直升機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范主要強(qiáng)調(diào)直升機(jī)的穩(wěn)定性，對直升機(jī)的機(jī)動(dòng)性沒有特殊要求，因而規(guī)范中的穩(wěn)定性指標(biāo)要求可直接作為直升機(jī)控制律設(shè)計(jì)的依據(jù)。而對ADS-33來說，除了對直升機(jī)有穩(wěn)定性要求外，更加強(qiáng)調(diào)直升機(jī)的操縱性和機(jī)動(dòng)性，相應(yīng)的控制律設(shè)計(jì)屬于控制增穩(wěn)設(shè)計(jì)，這就要求將直升機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)與ADS-33中的具體指標(biāo)緊密結(jié)合。本文根據(jù)ADS-33E-PRF中的小幅輸入/中高頻響應(yīng)和小幅輸入/中低頻響應(yīng)指標(biāo)要求進(jìn)行直升機(jī)的姿態(tài)指令姿態(tài)保持（ACAH）的控制律設(shè)計(jì)。采用動(dòng)態(tài)逆加極點(diǎn)配置的控制方案，最后檢驗(yàn)所設(shè)計(jì)的飛行控制律是否滿足ADS-33E-PRF中的相關(guān)指標(biāo)要求。一、直升機(jī)的內(nèi)/外回路設(shè)計(jì)由于直升機(jī)的強(qiáng)耦合性，必須對其實(shí)現(xiàn)解耦。這樣將直升機(jī)的控制器分成內(nèi)外回路來進(jìn)行設(shè)計(jì)內(nèi)回路實(shí)現(xiàn)解耦功能，外回路實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制，軌跡控制。直升機(jī)對象特性可描述為：（1）其中為系統(tǒng)狀態(tài)變量，分別表示縱向線速度、升降線速度、側(cè)向線速度、滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角；控制變量，分別表示總距、橫向周期變距、縱向周期變距、尾槳槳距；分別表示直升機(jī)的狀態(tài)、控制矩陣維數(shù)為8×8和8×4。直升機(jī)對象的內(nèi)外回路可表示如下：圖1直升機(jī)內(nèi)外回路結(jié)構(gòu)圖然而要實(shí)現(xiàn)8個(gè)狀態(tài)量的完全解耦，靠四個(gè)控制量是不能實(shí)現(xiàn)的，但從模型我們可以看到我們可以把模型的8個(gè)狀態(tài)量分成4個(gè)直接控制量和4個(gè)間接控制量，根據(jù)直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，直升機(jī)的四個(gè)操縱量直接影響直升機(jī)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度、以及垂向速度。而滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角可由滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度通過積分獲得，前向速度、側(cè)向速度的變化是通過角度變化產(chǎn)生的。所以要解決8個(gè)狀態(tài)量的耦合我們可以先在內(nèi)回路中解決四個(gè)直接控制量的耦合、再通過外回路的PID控制器實(shí)現(xiàn)其它四個(gè)狀態(tài)量的控制。①內(nèi)回路的設(shè)計(jì)這里采用動(dòng)態(tài)逆加極點(diǎn)配置的方法。首先通過前面的分析可以得到可解耦矩陣F，它是操縱陣Bp陣中快變行所組成矩陣的逆。將F陣串聯(lián)到系統(tǒng)中便可解決操縱陣中快變系統(tǒng)的耦合。即（2）其中為操縱陣中升降線速度、滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度、俯仰角速度所對應(yīng)的行向量所組成的矩陣的逆。之后解決狀態(tài)陣Ap的快變系統(tǒng)耦合，就是要Ap-Bp*K中快變行中除對角線以外的其它元素為零，并且快變行的對角元素滿足ADS-33規(guī)范。即：（3）（4）其中：（5）為理想的特征值。這四個(gè)特征值的設(shè)計(jì)需要通過ADS-33來確定。ADS-33中用帶寬與時(shí)間滯后指標(biāo)來規(guī)定直升機(jī)對小幅/中高頻響應(yīng)得飛行品質(zhì)等級(jí)，用動(dòng)穩(wěn)定性指標(biāo)來規(guī)定直升機(jī)對小幅/中低頻的飛行品質(zhì)等級(jí)。圖2為ADS-33對俯仰、滾轉(zhuǎn)及偏航通道的帶寬與時(shí)間滯后的等級(jí)指標(biāo)要求，圖3為ADS-33對俯仰、滾轉(zhuǎn)通道動(dòng)穩(wěn)定性的等級(jí)指標(biāo)要求，分別對阻尼比、自然頻率做出了具體規(guī)定。圖2俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航帶寬及時(shí)間滯后要求圖3俯仰（滾轉(zhuǎn)）通道振蕩的限制根據(jù)以上指標(biāo)要求，可對等參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)，以俯仰通道為例，對的設(shè)計(jì)可采用圖4所示的縱向ACAH（姿態(tài)指令/姿態(tài)保持）結(jié)構(gòu)圖。圖4俯仰通道ACAH結(jié)構(gòu)圖上述結(jié)構(gòu)圖的傳遞函數(shù)為： （）其中為控制比例參數(shù)，反映駕駛桿輸入與理想姿態(tài)角之間的比例關(guān)系即傳動(dòng)比，可以看出，理想的俯仰姿態(tài)傳遞函數(shù)具有典型的二階特性，與標(biāo)準(zhǔn)二階環(huán)節(jié)比較可得上述理想模型得自然頻率、阻尼比和增益分別為： （）帶寬與阻尼比、自然頻率之間的關(guān)系為： （）參照圖2和圖3的指標(biāo)要求，同時(shí)留出一定得余量，選擇俯仰通道ACAH響應(yīng)型式的設(shè)計(jì)帶寬，阻尼比。由此可得縱向通道得自然頻率，。采用類似的方法可對其它通道的理想特征值進(jìn)行設(shè)計(jì)，分別得到：，，。通過上述算法得到解耦矩陣為：②外回路設(shè)計(jì)解決了快變系統(tǒng)的耦合后可以通過總距、橫向周期變距、縱向周期變距、尾槳槳距很好的控制直升機(jī)的垂向速度、滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度但是要控制好三個(gè)姿態(tài)角顯然還是不夠的。因?yàn)榇藭r(shí)的姿態(tài)角通道的傳遞函數(shù)有一個(gè)零極點(diǎn)是一個(gè)臨界穩(wěn)定根，于是在外回路引入了PD控制器，通過加入比例項(xiàng)和微分項(xiàng)改善姿態(tài)角通道的傳遞函數(shù)使得俯仰通道的極點(diǎn)值達(dá)到ADS-33所要求的。通過對姿態(tài)角的仿真試驗(yàn)我們將P值定為-2.575，D值定為-0.5。圖5俯仰通道ACAH回路控制圖二、飛行品質(zhì)的檢驗(yàn)直升機(jī)本身的飛行品質(zhì)較差，對于本文研究的直升機(jī)，懸停振蕩模態(tài)是不穩(wěn)定的，其特征值為，此時(shí)按規(guī)范中的一些指標(biāo)定義來討論如帶寬、相位滯后等指標(biāo)都是沒有意義的。加上直升機(jī)固有的縱、橫向運(yùn)動(dòng)耦合，自身的飛行品質(zhì)無法滿足ADS-33中的指標(biāo)要求。為了表明前面設(shè)計(jì)的控制律合理可行，需檢驗(yàn)加入控制系統(tǒng)后的直升機(jī)是否滿足ADS-33中的飛行品質(zhì)指標(biāo)要求。（）各種特定響應(yīng)型式的時(shí)域指標(biāo)檢驗(yàn)姿態(tài)指令響應(yīng)型式(AC)ADS-33對此種響應(yīng)類型的具體要求如下：對于座艙俯仰（滾轉(zhuǎn)）操縱器的階躍力輸入，應(yīng)在6秒內(nèi)產(chǎn)生成比例的俯仰（滾轉(zhuǎn)）姿態(tài)變化。在階躍輸入后6至12秒之間，姿態(tài)應(yīng)基本保持不變。如果由此產(chǎn)生的對地縱向（橫向）平移加速度是恒定的，或其絕對值是減小的且趨于恒定，則在階躍輸入后6至12秒之間姿態(tài)可以發(fā)生變化。圖7給出了仿真曲線可知，樣例直升機(jī)姿態(tài)指令響應(yīng)類型的時(shí)域特性完全符合了規(guī)范相關(guān)指標(biāo)的要求并且有良好的解耦效果。圖6姿態(tài)指令響應(yīng)類型(AC)時(shí)域特性曲線姿態(tài)保持（AH）和方向保持（DH）響應(yīng)型式規(guī)范要求：在脈沖輸入之后，姿態(tài)和方向則必須在10秒內(nèi)回復(fù)到峰值的10%以內(nèi)或1°，取兩者中的較大者。對于等級(jí)1，姿態(tài)或方向應(yīng)在規(guī)定的范圍內(nèi)保持至少30秒。通過仿真圖7可知，樣例直升機(jī)的相關(guān)品質(zhì)達(dá)到了規(guī)范等級(jí)1的要求。圖7姿態(tài)保持響應(yīng)類型(AH)時(shí)域特性曲線圖8懸停狀態(tài)橫向通道響應(yīng)型式ACAH的頻率特性（2）各飛行狀態(tài)阻尼特性的檢驗(yàn)同樣以懸停狀態(tài)橫向通道為例，寫出樣例直升機(jī)ACAH響應(yīng)型式的近似傳遞函數(shù)：通過求解傳遞函數(shù)的基點(diǎn)可以發(fā)現(xiàn)，實(shí)際系統(tǒng)縱向通道有兩個(gè)振蕩模態(tài):,一個(gè)振蕩模態(tài)來源于操縱機(jī)構(gòu)的等效傳遞函數(shù)，另一個(gè)則來自于實(shí)際系統(tǒng)本身。通過求解兩振蕩模態(tài)的阻尼比和頻率可得：和，均滿足飛行品質(zhì)規(guī)范對系統(tǒng)動(dòng)穩(wěn)定性的要求，位于圖3的飛行品質(zhì)等級(jí)1的區(qū)域內(nèi)。采用相似的方法可以檢驗(yàn)其它通道以及其它飛行狀態(tài)的阻尼特性，均達(dá)到規(guī)范1級(jí)品質(zhì)的要求。（3）帶寬和相位滯后的檢驗(yàn)同樣以懸停狀態(tài)橫向通道為例，按照帶寬和相位滯后的定義繪制出頻率特性曲線如圖8所示。從圖中可知橫向通道的帶寬和相位滯后（用延遲時(shí)間來表示）分別為，，位于圖2的1級(jí)品質(zhì)等級(jí)區(qū)域內(nèi)。采用相似的方法可以檢驗(yàn)其它通道以及其它飛行狀態(tài)的帶寬和相位滯后指標(biāo)也均達(dá)到了規(guī)范1級(jí)品質(zhì)等級(jí)的要求。三、結(jié)論1，本文通過對飛行品質(zhì)規(guī)范ADS-33指標(biāo)的深入理解，將其與飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)緊密聯(lián)系起來，在控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過程中直接體現(xiàn)品質(zhì)指標(biāo)的要求。2，在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，采用了動(dòng)態(tài)逆加極點(diǎn)配置相結(jié)合的辦法實(shí)現(xiàn)內(nèi)回路快變通道的解耦再通過外回路的PD控制器實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)角的控制。3，通過對加入飛控系統(tǒng)的實(shí)際樣例直升機(jī)的飛行品質(zhì)評估，檢驗(yàn)了飛行品質(zhì)的改善以及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性。參考文獻(xiàn)[1]HandlingQualitiesRequirementsforMilitaryrotorcraft,Aeronautic