明　星， 史青海

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn)　333001)

0　引　言

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是現(xiàn)代直升機飛控系統(tǒng)航向通道必備的功能之一。直升機進行轉(zhuǎn)彎或者導航飛行時，如果不能實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，便會出現(xiàn)側(cè)滑，使飛行阻力增大，品質(zhì)差。航向穩(wěn)定是航向通道最基本的功能，是所有高級模態(tài)的基礎。因此設計合理的控制律，實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能與航向穩(wěn)定功能的平滑過渡，對改善直升機的飛行品質(zhì)和操縱品質(zhì)具有重大意義。針對直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制的設計，文獻[1]、[2]給出了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)的控制設計框圖和指標，文獻[3]對直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進行了機理和控制律設計的分析。但在實際工程應用中出現(xiàn)的退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎轉(zhuǎn)入航向穩(wěn)定模態(tài)出現(xiàn)航向抖動問題很少有分析和解決措施。

筆者針對直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制設計和航向穩(wěn)定控制律設計的構(gòu)型進行了分析，確定了航向控制律的關鍵參數(shù)，進而給出了合理的控制律結(jié)構(gòu)，采用了分析、仿真等手段完成了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎與航向穩(wěn)定模態(tài)的平滑設計。該方法實現(xiàn)簡單，克服了退出轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定模態(tài)瞬間的抖動問題，改善了航向操縱品質(zhì)，經(jīng)過試飛驗證該方法有效可行，在工程中具有極大的使用價值和經(jīng)濟價值。

1　協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設計

直升機的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是利用航向和傾斜通道的協(xié)調(diào)配合來實現(xiàn)的。所謂協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是飛機在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向，保證滾轉(zhuǎn)和偏航運動兩者耦合影響最小、并能保持不掉高度的一種轉(zhuǎn)彎機動。在實際飛行中，飛機的滾轉(zhuǎn)與偏航運動并不是完全獨立，而是緊密聯(lián)系、相互交叉耦合的。

圖1　協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)框架圖

自動駕駛儀的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是基于直升機三軸穩(wěn)定的基礎上實現(xiàn)的。一般情況下，飛行過程中飛行員會接通三軸穩(wěn)定功能和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能。當飛行員橫壓駕駛桿使得直升機傾斜角達到規(guī)定門限角度時且飛行速度大于設定值時，駕駛儀進入?yún)f(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎工作模態(tài)。航向通道控制則是適當?shù)暮较蚪撬俣雀S傾斜角，使直升機在轉(zhuǎn)彎時不出現(xiàn)側(cè)滑。當直升機從轉(zhuǎn)彎狀態(tài)進入穩(wěn)定狀態(tài)后，傾斜角小于設定值，駕駛儀自動退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能轉(zhuǎn)入航向穩(wěn)定功能。這樣可以避免傾斜角在設定值附近，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和航向穩(wěn)定模態(tài)的頻繁切換。

實際飛行中，直升機從航向穩(wěn)定狀態(tài)進入轉(zhuǎn)彎時，傾斜角由飛行員通過壓桿實現(xiàn)的，傾斜角大小根據(jù)任務需要來控制，因此航向角速度也要隨之及時調(diào)整。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎要求在轉(zhuǎn)彎時減小側(cè)向過載，在機動飛行中，在任何情況下航向角速度是不能及時跟隨傾斜角變化，為進一步減小時間產(chǎn)生的側(cè)向過載，提高協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制的效果，引入機上的側(cè)向加速度計信號進行反饋，并采用其比例-積分控制，以利于消除機動飛行過程中實際產(chǎn)生的側(cè)向過載。由此確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的控制律結(jié)構(gòu)。

(1)

經(jīng)過系統(tǒng)仿真和實際試飛調(diào)參，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能實現(xiàn)，達到了預定的目的，證明設計的控制律結(jié)構(gòu)參數(shù)合理正確。

航向穩(wěn)定控制規(guī)律為：

(2)

2　退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時新的航向穩(wěn)定控制規(guī)律

在實際飛行中，當直升機退出協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎模態(tài)，轉(zhuǎn)入穩(wěn)定模態(tài)時，自動駕駛儀會記錄由協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎切換到航向穩(wěn)定狀態(tài)并保持當前航向角。由于退出轉(zhuǎn)彎時直升機仍然具有一定的航向角速度，因此隨航向運動的慣性繼續(xù)向轉(zhuǎn)彎方向偏移，航向角會偏離退出轉(zhuǎn)彎時記錄的基準值，而此時自動駕駛儀進入航向穩(wěn)定模態(tài)的控制，造成切換瞬間出現(xiàn)航向抖動現(xiàn)象。通過試飛數(shù)據(jù)觀察，在模態(tài)切換瞬間放大器輸出有突變。

針對航向抖動的原因，控制律采用在退出轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定狀態(tài)瞬間，以當時的航向角與航向角基準偏差值為基礎，根據(jù)當前的航向角速度加權，適當?shù)南蜣D(zhuǎn)彎方向修正的協(xié)調(diào)策略，確定新的航向基準，過渡時刻控制規(guī)律公式為：

(3)

3　試驗結(jié)果

本文通過建立飛行仿真模型，搭建飛控系統(tǒng)仿真環(huán)境，進行了航向通道的仿真。圖2所示曲線是在接通協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能進入航向穩(wěn)定功能后，航向通道放大器輸出變化，圖3所示是基于平滑處理的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定的放大器輸出。

圖2　協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定航向輸出

對比圖2和圖3的仿真數(shù)據(jù)可以得出如下結(jié)論：

(1) 基于平滑濾波后的從協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定功能后放大器輸出明顯比圖3未平滑的放大器輸出平滑，無航向突變。

(2) 基于平滑處理的過渡處理后，進入航向穩(wěn)定的控制精度與未平滑進入航向穩(wěn)定功能的性能都能滿足指標要求。

圖3　基于平滑的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎進入航向穩(wěn)定航向輸出

4　結(jié)　語

實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎功能是直升機自動駕駛儀設計任務之一。本文通過對飛機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程和航向穩(wěn)定功能的原理和控制律設計進行分析，確定了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎退出進入航向穩(wěn)定的控制律設計和結(jié)構(gòu)。經(jīng)設計、仿真、試飛結(jié)果均顯示，本文提出的基于平滑處理的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎退出的控制律設計合理、正確，完全滿足協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎和航向穩(wěn)定的指標要求，解決了協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程退出的航向抖動問題，明顯改善了飛行員的操縱品質(zhì)。本文設計所得的結(jié)果對其他飛機的航向通道模態(tài)轉(zhuǎn)換控制律處理具有借鑒意義。