直升机飞行控制第5章

1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FCS及FCS分别为纵向速度控制系统uFCS及侧向速度控制vFCS的内回路，而uFCS及vFCS又分别构成轨迹控制的纵向制导系统xFCS及侧向制导系统yFCS。总距通道构成高度控制系统HFCS或垂直速率H控制系统HFCS。尾桨通道构成航向角控制系统FCS，同时引入侧向加速度信息v，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。carexFCScxx_控制律uFCScuu_控制律FCSc_舵机直升机动力学制导律yFCS|cyy_控制律vFCScv_控制律FCSc_舵机H控制律HFCS舵机CH_控制律FCS舵机C_pqrxyHkv|||||||vv制导律v5-1直升机自动飞行一般结构图25.2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所示结构。侧向加速度v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1。直升机动力学k舵机apk__kqk舵机e__krk舵机r__kv0c0c0c扰动rpqvvrpq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。ukuku舵机eqkqk____u0cu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u及侧向速度v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sm/2.1，要求横滚角限制在8。31vk舵机apk___v0cvkskvi2vkkvvp（a）侧向地速保持1ukuku舵机eqkq____u0cukskHI2Hk（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8，速度保持精度sm/2.1。控制高度的最大变化率为0.5m/s，高度控制精度为m2。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m16。舵机cHks11HkH0cHH__skHI2Hk图5-5气压高度保持模态4无线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m6。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a，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v使机头偏转，以消除侧滑。侧滑包括由侧风yw而引起的侧滑w以及由地速向量dv与机头不一致而引起的侧滑d。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，v的加入以利于消除侧滑。当工作于第一种形式时，直升机的滚转角有一定的限制，例如某直升机，当空速小于sm/38时，最大滚转角为11，而当空速大于sm/75时，其滚转角应限制在22。一般要求航向保持精度2。_0c13.01skk舵机pkpa__vkk舵机rk_0cv直升机动力学直升机动力学_)(swvdw_03.57U)(侧风ywv（a）航向保持模态形式1_0c105.01s1k舵机r2k_kvkv（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C形式加入系统。55.2.8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1。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。1k舵机r2k_kvkv_c图5-7对目标的自动航向修正模态5.2.9垂直速度保持模态当要求直升机以恒定的某一垂直升降速度H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sm/20,垂直速度控制精度应在sm/5范围内，H的保持精度应sm/1。舵机cHk1HkHcHH__s05.02Hk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。6过渡飞行操纵盒垂直陀螺空速指示器空速指示器信号输入控制盒过渡状态控制部件空速给定器俯仰指令计算机空速指令计算机俯仰指令计算机纵向周期变距位移传感器比较器（双余度）伺服器功率液压助力器垂直陀螺自动倾斜器加载机构配平舵机至故障信号反馈传感器反馈传感器VV图5-9中型多用途直升机纵向自动控制结构75.3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5－10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。cucv92.4962ss92.49122ss125.02s25725102ss显模型1显模型2显模型3显模型4crcw控制律作动器3作动器1作动器2作动器4直升机动力学wqprwearcr图5-10MFCS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r，总距通道控制立轴速度w的目的。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u，横向速度v，高度h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。自动飞行控制律模态切换cycxxy驾驶杆传递矩阵（T)显模型MFCS控制律作动系统直升机动力学MFCS图5-11基于MFCS的外回路结构配置85.3.2传递矩阵T的确定现将外回路定义为,,,hvuFCS(即控制u,v,h,的飞行控制系统)，其输入矢量为Tccccchvuy],,,[，将MFCS作为内回路，其输入矢量为Tcccccrwx],,,[，相应的输出状态矢量为Trwx],,,[，为构成,,,hvuFCS,需将状态矢量x通过气动传递矩阵T，转变为输出状态矢量y，即xTy（5-1）式中Thvuy],,,[。由直升机机体轴系下的增量线性化状态方程为MXFXH（5-2）可导出传递阵T。例如求T中)2,2(T，即横滚对侧向速度v的传递关系。为此，写出式（5-2）中的侧向力Y变化的小扰动线性化方程craewvurpqwvucraeYYYYYYYwYvYuYrYpYqYwYvYuY（5-3）其中,.......),(vuiiY为气动导数，),,,(craeii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v的表达式][1craewuwurqpvvcraeYYYYYYwYuYwYuYrYqYpYYvYYv（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craewuwurqpvv020.0034.0013.0002.00.00.004.0007.00.00.008.0004.0010.0171.0073.0（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v的主要因素是本通道的飞机横滚角和侧向速度的变化量v，故可将（5-4）式简化为vvvYYvYYv（5-6）由（5-6）式可得相应结构图，如图5-12所示。s1vYY/vvvYY/v图5-12滚转角与横向速度之间关系由上图可得传递矩阵)2,2(T的拉氏变换式为907.017.0//)()(sYYsYYssvvvv（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u对俯仰姿态的响应，即026.017.0//)()(sXXsXXssuuuu（5-8）由)1,1(T及)2,2(T可知，在MFCS工作状态下，u对，以及v对的响应近似为积分过程。同样，可导出)3,3(T及)4,4(T，即高度变化h，偏航角变化分别对w及r的响应swh，sr（5-9）由于机体坐标轴系的地垂速度w方向是向下为正，而高度变化h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，coshww，由（5-7），（5-8），（5-9）三式最终可得传递矩阵T，对某直升机而言，有ssssT100001000007.017.00000026.017.0（5-10）5.3.3外回路,,,hvuFCS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，即可用经典控制的根轨迹法设计参数uiukk,。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92.496)()(2ssssc（5-11）由此可得纵向通道的开环传递函数)92.4)(026.0()/(9617.0)(2ssssk