直升机飞行控制第4章(2)

第四章（二）-0-m)()/(s)()(st)(st)(st)(st图4-10横向通道aW输入1cm阶跃信号时各通道的响应图4-11为AA85.01，BB85.01，0,0,1,0earc时的鲁棒性验证。mrr)(st)(st)(st)(st)/(s)()(第四章（二）-1-图4-11航向通道rW输入1cm阶跃信号时各通道的响应图4-12AA85.01，BB85.01，0,0,0,1earc时的鲁棒性验证。m)/(s)()()(st)(st)(st)(st图4-12总距通道cW输入1cm阶跃信号时各通道的响应第四章（二）-2-4.5具有非线性特性的显模型跟踪系统的控制策略直升机的作动器可以由并联与串联作动器组成，如图4-13所示。串联作动器有严格的权限限制，能快速响应，一般以二阶模型表示。并联作动器是全权限速率伺服器（积分型）它可对串联伺服器卸荷，有利于消除稳态误差，并使整个飞行包线内自动配平。作动器的输出位置及其速率都有其最大限制值。表4-2给出了某型直升机串联作动器与并联作动器的位置与速率限制值。0.56856.1050.56852sssK并联作动器－＋速率及位置限制串联伺服器图4-13串并联作动器的结构表4-2串、并联作动器位置与速率限制值位置限制（英尺）（％权限）速率限制（英尺）（％权限）串联作动器并联作动器串联作动器并联作动器纵向）（276.1）（1006）（9211）（135.1横向）（308.1）（1006）（10012）（147.1总距）（199.0）（－100100）（1333.13）（99.0航向）（269.0）（1005.3）（838.5）（139.0系统工作表明，四个作动器中任何一个，超出速率及位置限制时，系统工作在非线性状态，此时模型跟踪系统的误差会迅速增大，又由于积分器饱和导致系统的不稳定，此时需停止积分，即哪一通道的作动器处于超限状态，就将4G对角阵中的相应元素置零。当直升机四个作动器有一个或更多个工作在速率或位置的受限状态时，此时如果对还工作在线性通道的控制器增益不进行调整，那么就会在这些通道中出现过量控制，特别是在纵向与横向通道中。这样，非但没有起到通道间解耦作用，反而由于PI控制器而导致更严重的系统耦合。为防止这种情况的发生，需将由式（4-12）所表示的控制量)(iU进行优化，首先将控制量)(iU分解为两部分TBAiUiUiU)](),([)(（4-22)式中元素)(iUA为在控制过程中其大小没有受到限制的控制量，而)(iUB为受到限制的控制量。第四章（二）-3-此时控制矩阵可写作BBBAABAADBBBBB式中AAB定义为在不受限制的控制量作用下被控制量的控制阵元素；ABB为在受限制的控制作用下的控制阵元素；BAB与BBB则为在不受限制与受限制的控制作用下被控制量的控制阵元素。当某通道工作在受限制的状态时，被控制的误差方程可写成)()()(iUiUBBieBAABBA＝)()(iUBiUBBABAAA（4-23)由下式建立系统的平方误差2)]()()([iUBiUBieFBABAAAG（4-24)将上式对AU求偏导数，且使其最小，即0)]()()([2iUBiUBieBUFBABAAAAAA（4-25)则可求得不受限制的通道的控制值)(iUA。)]()([)()(1iUBieBBBiUBABAAAAAAA（4-26)将上式写成广义逆的形式)]()([)]()([)()(301iUBieGiUBieBBBiUBABBABTAAAATAAA（4-27)式中TAAAATAABBBG130)(；由式（4-27)可给出如图4-14所示的输出优化控制器。ABB30G0)(iU13G10)(iUB)(iUA()ei图4-14输出优化控制结构图若受限制的控制量)(iUB发生在总距通道，则)(iUB为对应的总距作动器的最大位置限制，如表1所示。由优化控制结构可知，当出现某通道受限后，为了使系统正常工作，此时的误第四章（二）-4-差信号)(ie由于)(iUBBAB的作用，可将其值减小，并通过具有AAB广义逆的30G，获得不受限制的控制量)(iUA。设计举例已知离散化动力学方程)()()1(iUBiXAiXDD式中0.04310.08300.01540.0017-0.00900.01380.14130.0145-0.0011-0.0015-0.00740.0510-0.0149-0.0374-0.00140.0001-0.0004-0.00020.0007-0.00780.0589-0.0006-0.00280.0103-0.43120.83020.15430.0166-0.09050.13851.41320.1448-0.0112-0.0155-0.07410.5104-DB设系统不受限制的状态量为TAiripiqX)()()(，在总距通道进入了限制状态，因此设)(iwXB。故0589.04312.00905.00112.0,0.0006-0.00280.0103-0.83020.15430.0166-0.13851.41320.1448-0.0155-0.07410.5104-ABAABB0.08300.01540.0017-0.01380.14130.0145-0.0015-0.00740.0510-0.0374-0.00140.0001-0.00020.0007-0.0078BAB，0431.00090.00011.00149.00004.0BBB因此可求得0008.02268.11338.00019.00033.01259.07321.02035.00395.00556.01104.09880.1)(130TAaAATAABBBG第四章（二）-5-4.6基于MFCS直升机协调转弯直升机显模型自适应解耦控制系统的四通道是相互独立的，即操纵某一通道，由于自适应解耦，对其它三通道具有镇定效果,从而明显的减轻了驾驶员负担。但是当直升机进行转弯机动时，飞行员操纵滚转角，产生侧向速度v，由于速度矢量方向的改变，将产生一定的侧滑，此时要求尾浆通道产生一定的偏航角，使机头跟踪速度矢量以消除侧滑，这与固定翼飞机的协调转弯的要求相似。这样，转弯时驾驶员需同时操纵两个通道，即滚转角通道和偏航角通道，另外，由于风或者其他干扰产生侧滑时，都需要驾驶员调节偏航角以消除侧滑，这将会加重驾驶员的负担。本节将研究基于直升机显模型四通道解耦跟踪控制系统的协调转弯操纵模态，使直升机飞行员仅操纵横向周期变距杆aW，即操纵滚转角就能自动实现航向协调控制。转弯协调控制一般要求在飞行速度大于20节时，转弯侧向加速度最小。4.6.1直升机航向协调控制模态结构配置gx0u0xgxuu00xvTv（a）（b）图4-15侧滑飞机状态设直升机转弯前的初始状态，其机头0x轴与要求的航迹方向gx一致，00，0,000，直升机处于水平前飞状态，前飞速度为0u，侧向速度00v，如图4-15（a）所示。当进行航向协调控制时，飞行员操纵滚转角，以产生侧向速度v，这样，将产生航迹偏转，形成航迹方位角，由于此时机头还未偏转，00，因此所形成的侧滑角变化量第四章（二）-6-等于航迹方位角变化量，如图4-15（b）所示，且)tan(arg0uuv（4-28）为了消除侧滑，应使直升机机头跟踪Tv，使0,，因此应在显模型跟踪的通道输入一协调信息c，使机头跟踪量等于航迹方位角变化的控制量，如图4-16所示。为进行如图4-16所示的航向协调控制，需写出滚转角变化量与侧向速度变化量v之间的运动学关系，由于MFCS已有优良的解耦性能，由直升机的运动方程式（2－45）可写出如下近似式vvvYYvYYv（4-29）对上式进行拉氏变换，则可得vvvvvsTYYsYYssv)()(（4-30）式中vvYYT,vvvYY。根据式（4-28）和式（4-30），可构成如图4-16所示的基于MFCS的自动协调转弯实现结构图，将协调加入偏航通道。其中k是偏航角控制通道的前向增益，由于有人驾驶的显模型解耦控制系统偏航通道的输入量是rw，即控制量是偏航角速率，因此必须在原系统基础上对偏航通道加以扩展，以偏航角作为被控量，使其跟踪航迹偏航角的变化c，从而使侧滑角减小。调整前向增益k将使得偏航角控制通道的动态跟踪性能得到改善。为实现协调控制，首先由陀螺测得的，经式（4-30）所给出的传递函数，计算出侧向速度变化量v，然后计算出航迹方向角的变化c，由它作为控制输入，使不断跟踪c。协调控制中滚转角变化量和横向速度变化量v之间是一种近似关系，所以该协调补偿也是一种近似补偿，有一定的误差。而图4-16也给出了直升机在空中实际所形成的计算式及相应的角。通过仿真，可以验证所设计的协调转弯补偿的效果。第四章（二）-7-0eWaWrW0cWkMFCS(直升机显模型自适应解耦控制系统）vvsTwcvc0u协调补偿控制uvuuv0tanarg3.57uuv0tanarg3.570u图4-16加入转弯协调控制的系统结构框图4.6.2航向协调控制的动特性响应验证时在MFCS中给滚转通道加入1cm的阶跃信号aW，其他两通道的输入0eW，0cW，如图4-16所示。此时滚转角变化量的响应如图4-17所示，图4-18显示了航向协调补偿控制的效果。图4-17滚转通道阶跃输入下的滚转角响应曲线)(st)(deg图4-18航向协调控制的动态响应速率变化量Δq、滚转角速率变化量Δp、偏航角速率变化量Δr和地垂速率变化量Δw作为内回路。由G5阵可确定外回路的俯仰通道和滚转通道的增益。例如，对上述选取的控t(s)第四章（二）-8-