直升机飞行控制第5章(共21页).doc

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1、精选优质文档-倾情为你奉上第五章 直升机自动飞行控制系统5.1直升机自动飞行控制一般结构图5-1为直升机自动飞行控制的一般结构，它由四个通道组成，俯仰与横滚姿态系统及分别为纵向速度控制系统及侧向速度控制的内回路，而及又分别构成轨迹控制的纵向制导系统及侧向制导系统。总距通道构成高度控制系统或垂直速率控制系统。尾桨通道构成航向角控制系统，同时引入侧向加速度信息，以消除侧滑，使机头的偏转与航迹偏转相协调。由自动飞行一般结构图，根据自动飞行任务管理要求，可构建出各种自动飞行模态。5-1 直升机自动飞行一般结构图5.2 各类自动飞行模态一般控制律5.2.1三轴姿态保持模态三轴姿态保持一般具有如图5-2所

2、示结构。侧向加速度引入尾桨通道，以利于消除侧滑。三轴姿态保持适用于全包线飞行，在稳定飞行状态下，一般要求姿态保持精度。图5-2 三轴姿态保持模态一般结构5.2.2空速保持模态空速保持模态是在俯仰姿态系统的基础上构成的，如图5-3所示。通过控制飞机的姿态角，以达到纵向飞行速度控制目的。当飞行速度75km/h，一般速度控制精度为2.5m/s。空速保持模态工作时，其他通道应处于姿态保持状态。图5-3 空速保持模块结构图5.2.3地速保持模态地速保持是指相对地面的纵向速度及侧向速度保持不变。它是在横滚通道与俯仰通道基础上构成的。如图5-4所示。一般要求地速保持精度，要求横滚角限制在。 （a） 侧向地速

3、保持（b） 纵向地速保持图5-4 地速保持模态5.2.4自动悬停模态自动悬停模态的内回路，由俯仰与横滚姿态系统构成，与地速保持模态时的俯仰与横滚姿态系统相一致，自动悬停的外回路由速度控制构成，它与地速保持模态的结构相一致，只是控制律的参数有变化。以某直升机为例，自动悬停的高速范围为12m 100m，滚转角限制为，速度保持精度。控制高度的最大变化率为0.5m/s，高度控制精度为。5.2.5气压高度保持模态当空速大于某一值后，例如75km/h，可采用如图5-5所示的气压高度保持模态，由升降速率仪经积分提供高度差，采用PID控制形式控制总距。一般应使气压高度的稳定精度。图5-5 气压高度保持模态无线

4、电高度保持模态有与气压高度保持模态相同的结构，只是工作范围离地面较近，一般在45m 350m之间，无线电高度保持精度要求较高，一般为。5.2.6 航向保持模态航向保持模态有两种形式：第一种形式如图5-6a 结构，当航向有较大偏差时，通过操纵横向周期变距，使飞机滚转，（如同操纵固定翼飞机相类似）改变飞行航迹偏转角，而尾桨通道起航向协调作用，当有侧滑时，感受到的侧向加速度使机头偏转，以消除侧滑。侧滑包括由侧风而引起的侧滑以及由地速向量与机头不一致而引起的侧滑。第二种形式如图5-5b所示，用作航向小修正。当有航向偏差信号时，直接控制尾桨通道，使机头偏转，的加入以利于消除侧滑。当工作于第一种形式时，直

5、升机的滚转角有一定的限制，例如某直升机，当空速小于时，最大滚转角为，而当空速大于时，其滚转角应限制在。一般要求航向保持精度。（a） 航向保持模态形式1（b） 航向保持模态形式2图5-6 航向保持模态5.2.7 自动区域导航模态自动区域导航模态的控制结构与航向保持模态的第一种形式相一致，只是工作在控制状态，导航信息以形式加入系统。5.2.8 对目标的自动航向修正模态该模态用于作战，对目标进行攻击时，需对航向进行自动修正。其航向修正精度较高，一般要求。这一模态在前飞时，其控制结构与航向区域导航相一致。但悬停或小速度飞行时，其结构有如图5-7形式。图5-7 对目标的自动航向修正模态5.2.9 垂直速

6、度保持模态当要求直升机以恒定的某一垂直升降速度 飞行时，应具有如图5-8所示的结构。应用时，一般空速应大于,垂直速度控制精度应在范围内，的保持精度应 。图5-8 垂直速度保持模态5.2.10自动飞行控制系统结构作为自动飞行控制系统的一个例子，图5-9给出了中型多用途直升机“山猫”纵向自动控制结构图，它实现角位置姿态稳定，航向稳定，气压高度及无线电高度稳定，实现水声浮标拖索悬停，以及由巡航至悬停的自动过度。其结构特点是实现双余度配置。图5-9中型多用途直升机纵向自动控制结构5.3 基于MFCS的自动飞行模态设计直升机显模型解耦跟踪控制系统（MFCS）具有良好的四通道轴间解耦及动态跟踪效果，已被众

7、多的直升机所采用。因此，本节将以MFCS为内回路对MFCS进行扩展，综合成如下诸外回路模态：空速控制与保持，高度控制与保持及航向控制与保持，以及其它更为复杂的直升机自动飞行模态，诸如自动过渡飞行，自动着陆等，本节将叙述它们的控制律结构及基本设计方法。5.3.1 外回路结构配置MFCS的基本结构配置如图510所示，由于所设计的控制律能够使直升机的飞行状态在一拍采样周期内，强迫跟踪反映操纵动特性要求的显模型，使得MFCS的四个控制通道相对独立。图5-10 MFCS结构配置指令直接输入显模型，实现纵向通道控制俯仰姿态变化量，横向通道控制横滚角变化量，航向通道控制偏航角速率，总距通道控制立轴速度的目的

8、。根据自动飞行模态设计要求，应在原有MFCS的基础上，对回路进行扩展，以纵向速度，横向速度，高度和偏航角作为被控量，设计出具有良好指令响应特性的外回路自动飞行系统，整个外回路系统的结构配置如图5-11所示。 图5-11 基于MFCS的外回路结构配置5.3.2传递矩阵T的确定现将外回路定义为(即控制,的飞行控制系统)，其输入矢量为，将MFCS作为内回路，其输入矢量为，相应的输出状态矢量为，为构成,需将状态矢量通过气动传递矩阵，转变为输出状态矢量，即 （5-1）式中。由直升机机体轴系下的增量线性化状态方程为 （5-2）可导出传递阵。例如求中，即横滚对侧向速度的传递关系。为此，写出式（5-2）中的侧

9、向力Y变化的小扰动线性化方程 （5-3）其中为气动导数，为四通道作动器变化量，由上式可得出各侧向力引起的侧向加速度变化的表达式 （5-4）以某型直升机在前飞状态（速度为22m/s）为例，将其气动导数代入（5-4）式，得 （5-5）由于MFCS已有优良的各通道解耦效果，故认为上式中产生直升机侧向加速度的主要因素是本通道的飞机横滚角和侧向速度的变化量，故可将（5-4）式简化为 （5-6）由（5-6）式可得相应结构图，如图5-12所示。图5-12 滚转角与横向速度之间关系由上图可得传递矩阵的拉氏变换式为 （5-7）同理可导出T（1，1），即导出在MFCS状态下的纵向速度变化量对俯仰姿态的响应，即 （

10、5-8）由及可知，在MFCS工作状态下，对，以及对的响应近似为积分过程。同样，可导出及，即高度变化，偏航角变化分别对及的响应， （5-9）由于机体坐标轴系的地垂速度方向是向下为正，而高度变化向上为正，所以两个变量符号相反。另外还认为由于姿态角很小，由（5-7），（5-8），（5-9）三式最终可得传递矩阵，对某直升机而言，有 （5-10）5.3.3 外回路控制律设计由于图5-10所示的MFCS具有良好的解耦与动静态跟踪特性，使得本来非常复杂的多输入多输出系统外回路控制律设计可简化为四个通道的单输入单输出系统，如图5-13所示。 以纵向的速度控制设计为例，速度控制律采用比例加积分形式，即可用经典控

11、制的根轨迹法设计参数。由于MFCS已具有四通道解耦及良好的动态跟踪性能，所以可近似地认为纵向速度控制通道的内回路特性就是要跟踪的显模型特性，例如对某型直升机有如下显模型 （5-11）由此可得纵向通道的开环传递函数 （5-12） 图5-13 基本结构配置由此可得纵向通道的闭环根轨迹如图5-14所示，当选取，时，闭环系统的一对振荡根为。此时系统已具有良好的动态阻尼（），对阶跃输入有良好的动态响应，短周期内响应曲线见如图5-15所示。图5-14 纵向速度控制通道根轨迹其它三通道的设计有类似于上述的过程。5.3.4 性能验证及分析 为了验证按上述方法设计的的有效性，此时图5-13中的控制对象的动力学及

12、气动传递阵T不再采用设计时的如式（5-10）所示的简化式，而是采用考虑四通道耦合的形式，如式（5-2）所表示的完整的动力学矩阵方程。1中的纵向速度控制图（5.15）为在阶跃输入下，各状态量的响应特性，得到控制，而其它状态，可近似保持不变。从其中的响应曲线可以看到，直升机由于低头，姿态角负向增大，产生直升机纵向加速度，加速到要求的后，姿态角逐渐返回到接近原来的位置，纵向加速度消失。由于坐标极性规定，在正的作用下，使飞机下俯，所以动态过程中正向变化。如图5-15所示。按式（5-5）的推导方法可以得到简化后的地垂速度的变化方程 （5-13）由上式知，由于的变化，将引起地垂速度的变化，由于MFCS解耦

13、控制的效果将使地垂速度变化为0，所以MFCS自动调整总距。为使为0，在动态过程中开始为负的变化，以抵消的增加对的影响，如图5-15曲线所示。 图5-15 对的阶跃动态响应2中的横向速度控制图5-16为中的各状态量在横向速度阶跃输入时的动态响应，呈现出良好的解耦及操纵动特性。其物理过程是，在输入作用下首先使横滚角正向增大，即右滚，产生正的横向加速度，待横向速度达到要求值后，逐渐返回。但稳态后由于横向速度的增大，将引起侧向阻力的增大，所以稳态后必须保持为一右滚的正稳态值，由它所产生的侧力与由于增加后所产生的阻力相平衡，如图5-16所示。图5-16 对的动态响应3中的高度控制在高度通道中加入阶跃信号

14、。图5-17显示出良好的控制响应及各通道解耦效果。控制时首先增大，并逐渐减小，最后稳态保持为0，其对应的Z轴速度的变化是先负向增大，即直升机向上飞，而后减速，直到高度达到要求的位置，并最终保持Z轴速度不变。由于纵向速度与横向速度的变化量很小，所以纵向周期变距与横向周期变距的变化很小。图5-17 对的动态响应4中的偏航控制航向保持通道加入幅值为1的阶跃信号。图5-18显示出良好的航向动态跟踪及各通道解耦性能。当控制结束后，应回至零，使偏航角速率回到零。图5-18 对的动态响应5.3.5 抗气流扰动特性性能直升机在飞行过程中，受到气流扰动的影响，以MFCS为内回路的对风扰动有良好的鲁棒性，在图5-

15、13所示的仿真结构图中，在直升机动力学环节中加入不同形式的风扰动，如阶跃水平风扰动，阶跃垂风扰动等，以检验外回路四通道对风扰动的抑制能力。在直升机动力学环节中加入风扰动的方法可参考第二章的图2-30。图5-19为仅有阶跃水平风作用下的四通道输出响应，图5-20为仅有阶跃垂风作用下的四通道输出响应。两种风扰动都是在系统工作后第10秒时加入。由图5-19的动态响应表明，仿真开始时四通道保持输入为0，直升机在配平状态下以某初始速度水平前飞，第10秒加入单位阶跃水平风扰动后，纵向空速几秒钟后回到初始配平状态，其他三个通道的，由于系统有良好的自适应解耦性能，在几秒钟时间内恢复到初始状态。图5-20为0.

16、1m/秒阶跃垂风扰动作用下的动态响应。图5-21为两种阶跃风同时加入后系统的响应，以上动态响应表明以MFCS为内回路的具有良好的抑风性能。 图5-19 阶跃水平风加入后系统的响应 图5-20 阶跃垂风加入后系统的响应 图5-21 阶跃水平风与阶跃垂风同时加入后系统响应5.4 直升机自动过渡飞行控制系统设计直升机自动过渡飞行时，通常要求高度随时间按抛物线规律下降，地速以某种减加速度线性地减速。为使自动过渡更为平稳，在接近悬停高度时，高度改为按指数规律拉平；在接近零速时，速度也改为按指数规律减速到零，所以按图5-22所示自动过渡飞行时，应以适当的规律，控制总距与纵向周期变距，以实现上述高度与速度的

17、变化规律。图5-22 直升机过渡悬停示意图5.4.1 高度的自动过渡假设自动过渡的初始高度为和初始速度为，待悬停的高度为，并假定直升机由下降到的时间为，进入自动过渡的时刻为，则高度按抛物线下降的变化规律为 （5-14）式中：为直升机当前高度；为升降加速度，设置为某一常值，且0；按自动过渡下降时，升降速度为 （5-15）由式（5-14）和式（5-15）可得 （5-16）由于为常值，当令时，则式（5-16）可改写为 （5-17）如果高度按式（5-14）的规律下降，则必满足式（5-17）。所以可用式（5-17）来控制高度的自动过渡。将误差信号，引入高度速率控制系统，如图5.22所示，则可使直升机的高

18、度按设置的抛物线规律下降。5.4.2 速度的自动过渡当高度自动过渡到某一悬停高度时，速度应为零，设速度的自动过渡规律为 （5-18）式中： 为进入自动过度时的初始地速；为期望的减加速度。由式（5-18）可得地速按线性规律减速到零的时间 （5-19）由式（5-14）可得高度下降到某一悬停高度的时间 （5-20）为确保直升机自动过渡到所要求的高度时，其速度也下降到零，则=，故由式（5-19）与（5-20）可得 （5-21）因为，则由式（5-21）可得 （5-22）由此可见，为了达到高度与速度的同步必须满足式（5-22）。因此，在控制时，只要根据自动过渡进入的条件、和以及选定的减加速度值，由（5-2

19、2）计算相应的值，再由，则可得到按抛物线下降时的下降加速度。5.4.3 按指数规律拉平当直升机的高度下降到接近悬停高度时，过渡轨迹由原抛物线规律下降的轨迹改为按指数拉平的轨迹。采用的指数拉平轨迹表达式可写为 （5-23）式中 为转入指数拉平时的起始高度，为拉平的时间常数，为悬停高度，为当前高度。由式（5-23）可得指数拉平轨迹的升降速度及升降加速度分别为 （5-24）式中。为了使高度轨迹由抛物线平稳过渡到指数拉平，必须使二者转换处的升降加速度相等，也即抛物线下降加速度等于上式的指数拉平加速度，故由此可得 （5-25）式中，值由式（5-22）求得。综上所述，可得自动过渡时的控制规律：在飞控总距通

20、道中引入式（5-17）所表达的误差信号，通过控制使之为零。则可实现按设置的高度抛物线规律性下降。如图5-23所示，在下降过程中，按式（5-25）不断比较与的值，当二者相等时，即平滑地转入指数拉平轨迹。按式（5-24），将作为控制信息引入至总距通道，并如图5-23那样使，则可实现按指数轨迹拉平，且实现拉平后的悬停。5.4.4自动过渡的高度与速度控制系统为了使自动过渡的高度轨迹控制与速度控制这一外回路具有优越性能，其内回路选择为显模型跟踪飞控系统（MFCS），如图5-13所示。从而使内回路具有自适应解耦性能。同时由于内回路具有四通道优良的动态跟踪及自适应解耦性能，直升机内回路的四控制通道可按四个线

21、性独立的单输入单输出系统配置。所构成的自动悬停外回路即高度控制回路及速度控制回路也可按独立通道进行设计。图5-23 自动过渡飞行高度通道结构配置图5-23 为自动过渡高度控制回路结构配置图，按设置的、和值由式（5-22）计算值。为了提高控制精度，以比例加积分的形式控制MFCS中的总距控制通道。高度自动过渡时，抛物线下降过渡到按指数规律拉平的转换由图中的比较器完成。当，节点1闭合，的平方根信号经乘法器与值相乘，并进入限幅器，限幅后信号经比例积分环节输入到MFCS的总距通道，此时具有如下高度控制规律 （5-26）式中为限幅器的限幅值，为限幅器线性段的范围， 限幅器线性范围内的增益。当后，节点2闭合

22、，信号经直接与信号综合，此时将控制MFCS总距通道，使飞机按指数规律拉平 （5-27）在进入自动过渡后，如值超过限幅器的线性范围后，由于限幅器输出为常值，此时高度控制回路控制直升机以恒值的升降速度下降。图5-24为直升机过渡飞行的速度控制系统。该系统将使初始速度逐步过渡到悬停。为了提高控制稳态质量，以比例加加积分形式控制MFCS的纵向周期变距，为提高系统动态阻尼，引入加速度反馈构成内回路。图5-24 直升机自动过渡悬停的速度控制结构由图5-24可写出由MFCS作为内回路的速度控制控制律 （5-28）式中为限幅器的限幅值，为限幅器线性段的范围， 限幅器线性范围内的增益。当直升机进入自动过渡时，由

23、于开始时地速较大，超过限幅器的线性范围，限幅器输出为常值，此时成为减加速度控制系统。在作用下，直升机的地速以（例如）减速。随着直升机地速的不断减小，当时（例如速度小于5km/小时），此时的速度控制系统由于其内回路有宽频带特性，因此可近似地认为 为一个时间常数等于的一阶惯性环节，即，该传递函数环节反映出直升机最终将按指数规律减速，直到地速为零，执行悬停。指数下降规律特性取决于时间常数。速度控制回路以显模型跟踪控制系统为内回路，外回路速度控制信号通过MFCS控制纵向周期变距，以达到纵向速度控制的目的。为求出结构图5-24中的环节所表达的直升机动力学特性，为此写出直升机的切向力方程 （5-29）式中

24、气动导数表示由而引起的纵向力的变化而产生的加速度变化。其它气动导数含义类同。当进行纵向速度控制时， MFCS的纵向周期变距控制通道处于控制状态，其他三个通道控制输入量为0，处于镇定状态。因此式（5-29）中的与其他三通道相关气动导数可近似为零。所以式（5-29）可表达成如下结构图。图5-24 MFCS工作时的动力学简化结构图因此 （5-30）5.4.5 自动过渡控制系统的性能 当直升机自动过渡的初始条件H0 为100m，飞行速度为u021m/s，期望悬停高度Hxt为20m，期望减加速度d为0.7m/s2,指数拉平时间常数为10 s，对某直升机自动过渡系统设计。当设定参数B0.97，Ku0.24，B2.67(m/s)，将有如图5-25所示的自动过渡性能。 (a)直升机过渡悬停高度响应曲线 (b) 直升机过渡悬停纵向速度响应曲线图5-25 直升机过渡悬停响应性能 图5-25 直升机高度响应的曲线段1为抛物线下降段，曲线段2为线性下降段，曲线段3为指数拉平段。速度响应中的曲线段1为线性等减速段，曲线段2为指数减速段。根据所设定的期望减加速度最终稳定在0m/s；高度控制实现了抛物线下降（包括由限幅器作用形成的线性下降段），并平滑过渡到指数拉平段；当高度接近期望悬停高度时，速度也已趋近于0。专心-专注-专业