基于姿態(tài)隨動技術的直升機低高度測量

， ，谷士

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

0 引言

離地高度是直升機懸?？颇吭囷w與小速度科目試飛中的關鍵參數(shù)。直升機的高度信息通常由氣壓式高度傳感器和無線電高度表獲取。由于直升機地面效應，使得氣壓式高度測量的測量誤差會因高度的降低而增大[1]。加速度計能反映高度方向的速度變化，短時間內通過對加速度兩次積分可得到高度信息，但長時間誤差會積累。無線電高度測量主要用于直升機低高度時的高度信息測量。由于其自身的原因，易受周圍電磁環(huán)境和飛機姿態(tài)、風速、風向等諸多因此的干擾，從而無法進一步提高精度和可靠性[2]。因此，直升機低高度精準測量是一個困擾直升機試飛研究的技術難題。

隨著激光技術的發(fā)展，激光測距逐漸成為一種先進的測量手段，并開始應用于直升機低高度測量中。但是在具體實施過程中由于直升機機動中飛行姿態(tài)變化劇烈，經常導致激光接收裝置無法接收到反射回來的激光信號而導致數(shù)據失效。通過機載姿態(tài)跟隨技術研究，可以克服克服直升機機動狀態(tài)下姿態(tài)變化引起的激光測量誤差與失效，而且可由機載綜合采集系統(tǒng)將低高度數(shù)據融合，實現(xiàn)低高度數(shù)據的遙測接收、存儲和監(jiān)控[3]。從而實現(xiàn)在每一科研架次中的起飛和降落的時候完成若干高度的懸停飛行，可以極大擴充數(shù)據樣本，從而獲取比較準確的試驗結論。

1 低高度測量的特點與關鍵技術指標

直升機激光測高是一種激光測距技術，是指利用機載的激光測高儀對地面目標進行高度測量，高度數(shù)據結合載體的姿態(tài)信息(由慣性測量系統(tǒng)IMU 獲取)，經事后地面數(shù)據處理后可以得到較為準確的低高度數(shù)據[4]。因此直升機激光測高已在國內外的飛行試驗中得到了廣泛的應用[5]。

通常激光測高裝置一般采用固定安裝底座，在激光測高工作狀態(tài)下受直升機姿態(tài)的限制，當直升機的俯仰角和橫滾角超過5o時激光接收器因無法接收到激光反射信號而報故障，影響了激光測高的有效性和精度。隨著直升機懸停性能和小速度機動飛行試飛科目的重要性日益受到重視，常用的激光測高裝置已不能滿足日益增長的試飛測試需求[6]。

研究姿態(tài)跟隨激光測高技術，通過隨動控制算法實時調整激光測距儀發(fā)射器和接收器的對地角度，確保激光裝置始終鉛垂向地，消除直升機姿態(tài)限制，從而實現(xiàn)直升機機動試飛情況下低高度的高精度測量。

主要技術指標：

1)姿態(tài)跟蹤范圍：

橫滾角-30～30°；

俯仰角-30～30°。

2)姿態(tài)跟蹤精度:

橫滾角 <1.5°；

俯仰角 <1.5°。

3)跟蹤速度與角加速度范圍:

X軸向，橫滾，最大轉速15°/s，最大加速度30°/s2；

Y軸向，俯仰，最大轉速15°/s，最大加速度30°/s2。

4)測高范圍：0.5～300 m；

測量精度：<2 cm；

響應速度：≯0.2 s。

2 基于姿態(tài)隨動的低高度測量系統(tǒng)設計

2.1 設計原則

依據直升機低高度測試要求，充分考慮直升機試飛特點前提下設計滿足試飛需求的測試方案。該設計方案是基于增加相對飛機載體的姿態(tài)隨動系統(tǒng)平臺，通過隨動電機使激光發(fā)射器和接收器的安裝平臺可跟隨直升機姿態(tài)進行實時調整，確保激光裝置始終鉛垂向地，從而實現(xiàn)直升機機動試飛狀態(tài)下低高度的高精度測量。

圖1 姿態(tài)隨動激光測高系統(tǒng)結構框圖

各系統(tǒng)組成部分功能如下：

1)航姿參考系統(tǒng)：用于測量飛機的運動姿態(tài)，提供隨動平臺控制的輸入數(shù)據。可抽引機載陀螺信號(橫滾角和俯仰角)或加裝IMU作為航姿參考系統(tǒng)。

2)控制器：通過接收航姿參考系統(tǒng)的角度和角速度信號，結合平臺編碼器的反饋信息，利用PID算法對二自由度平臺兩路電機進行控制，使激光測距儀始終保持垂直向地。

3)二自由度隨動平臺：用于安裝激光測距單元，可利用電機使該平臺在橫滾和俯仰兩方向上轉動，調整其對地指向。

4)平臺編碼器：實時測量出隨動平臺的橫滾和俯仰的相對角度信息，提供給控制器。

2.2 直升機姿態(tài)跟隨控制算法研究

姿態(tài)輸出信號作為基準輸入中央控制器，由控制器解析出俯仰角及橫滾角信號，然后將所需的運動量分別送達兩軸電機的驅動電路，驅動電機工作，從而帶動二自由度平臺達到鉛垂向地的狀態(tài)[7]。二自由度平臺的每個運動軸向上分別裝有絕對值編碼器，可反映平臺的實時運動狀態(tài)，為控制器提供負反饋，修正控制角度。在二自由度平臺達到預定測量位置后，控制器讀取激光測距儀的測量信號，并將該數(shù)據以RS422總線形式輸出?？刂葡到y(tǒng)的結構框圖如圖2所示。

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圖2 控制系統(tǒng)框圖

控制系統(tǒng)工作時對接收到來自IMU的RS232信號進行解析，得到飛行姿態(tài)信息，然后生成運動平臺轉動所需的信息來控制運動平臺與飛機的飛行姿態(tài)保持相反的運動，使得激光測高儀發(fā)出的測量激光始終保持與地面垂直來實現(xiàn)高度的精確測量。最終將測量到的高度信息將以RS422信號形式通過FTI信號接口傳遞給機上測量記錄系統(tǒng)[8]。

伺服系統(tǒng)可由直流電機、控制器、減速器及位置編碼器組成(見圖3)，滾轉和俯仰采取一樣的結構。對于滾轉和俯仰軸穩(wěn)定能力的技術要求一致，考慮到俯仰為外回路，轉動慣量等變量遠大于滾轉的內回路，系統(tǒng)按俯仰通道的最大需求進行選擇。

圖3 伺服系統(tǒng)結構框圖

伺服電機安裝有位置和速度傳感器，姿態(tài)伺服系統(tǒng)的仿真結構如圖4所示。本項目采用姿態(tài)+測速反饋方式，數(shù)字舵機(含減速機構)及測速反饋相對固定，通過選擇合適的KP、KI、KD增益，保證直升機機載激光高度測量的良好跟蹤性能。姿態(tài)跟蹤系統(tǒng)響應從零開始到達穩(wěn)態(tài)的時間約為0.24 s，無靜態(tài)誤差。系統(tǒng)具有較高的響應速度，具有遠大于跟蹤15°/s角速率變化的能力，從研究上能夠滿足1.5°跟蹤精度和5 s穩(wěn)定時間的要求[9]。

圖4 姿態(tài)伺服系統(tǒng)仿真結構圖與單位階躍響應

2.3 姿態(tài)隨動運動平臺結構研究

運動平臺用于安裝激光測距單元，為了抵消直升機姿態(tài)變化對平臺的影響，平臺應在橫滾和俯仰兩個軸向上分別轉動。建立平臺的坐標系時應與飛機的坐標系保持一致，俯仰軸應平行于機軸方向，橫滾軸應在水平面內與俯仰軸保持垂直[10]。姿態(tài)跟蹤范圍為橫滾-30～+30°、俯仰-30～+30°。

兩方向隨動平臺的運動機構及轉動時對空間的要求決定其無法直接在直升機上安裝，為此研究專用安裝支架。通過加裝航姿參考系統(tǒng)作為輔助數(shù)據，可減輕轉動平臺重量[11]。平臺分為橫滾臺和俯仰臺，每個軸向分別通過一個步進電機及其配套的減速裝置控制，轉動軸上安裝絕對值光電編碼器[12]。采用框架嵌套結構，外層框架可在橫滾方向上轉動，為兩個電機、減速機構及控制電路提供了安裝空間，內層平臺安裝在外層框架的中軸線上，可獨立在俯仰方向上轉動，為激光測距單元提供安裝空間[13]。運動平臺結構原理圖見圖5。

圖5 二自由度運動平臺結構圖

隨動控制系統(tǒng)又名伺服驅動系統(tǒng)，是一種以機械位置或角度作為控制對象的自動控制系統(tǒng)，使用的驅動電機具有響應速度快、定位準確、轉動慣量較大等特點。步進電機是將電脈沖信號轉換成相應的角位移或線位移的控制電動機?；诓竭M電機的位置隨動系統(tǒng)可以很好地實現(xiàn)全方位監(jiān)控的目的。

2.3.1 橫滾和俯仰平臺驅動

橫滾軸平臺所需要的驅動力矩為：

T=T0+T1+Tk

(3)

式中，T0為慣性力矩；T1為靜力矩；Tk為摩擦力矩。

模型中，激光測距單元選用LDM301，136×57×104 mm(L×W×H)，其重量為0.8 kg，平臺采用鋁板，連接采用法蘭連接，總質量約為1.429 kg，在俯仰方向上的轉動慣量為2.9×10-3kg·m2。考慮到裝配中使用緊固件，橫滾軸平臺質量取1.5 kg，轉動慣量取3.0×10-3kg·m2[14]。橫滾向的最大角加速度為30°/s2。

橫滾軸平臺所需要的驅動力矩為T=T0+T1+TK≈0.775 N*m

在2倍裕量的情況下[15]，橫滾驅動機構的扭矩需2.27 N*m。

同理，俯仰平臺的驅動力矩為T=T0+T1+TK≈1.07 N*m

在2倍裕量的情況下，俯仰驅動系統(tǒng)的扭矩需3.04 N*m。

因此使用最大扭矩為10 N*m的電機將能夠滿足需求。

平臺系統(tǒng)模型如圖6、圖7所示。

圖6 橫滾和俯仰平臺建模

圖7 系統(tǒng)數(shù)模圖

2.3.2 控制程序流程研究

首先完成各端口的初始化，包括接收姿態(tài)信息的IMU端口(RS232，19200，n,8,1)、發(fā)送給機載測試系統(tǒng)的FTI端口(RS422，19200,n,8,1)、接收激光測距數(shù)據的LDM端口(RS422，19200,n,8,1)、與滾轉和俯仰伺服舵機的ACT端口(RS485，19200,n,8,1)初始化。正常后則進入由基準定時中斷控制的任務循環(huán)流程，根據姿態(tài)信息驅動舵機進行姿態(tài)穩(wěn)定(跟蹤)，同時把測高信息、跟蹤姿態(tài)及狀態(tài)信息發(fā)送給機載測試系統(tǒng)[16]。

系統(tǒng)主程序流程，基準定時中斷服務子程序，串口中斷服務子程序見圖8。

圖8 控制程序流程

3 實驗與驗證

項目設計完成進行直升機姿態(tài)跟隨激光高度測量技術和飛機姿態(tài)隨動控制算法的驗證，為激光測距系統(tǒng)研制工作提供技術依據。包括：隨動系統(tǒng)的響應速度驗證、測試精度以及IMU修正設備安裝誤差算法等。因為控制率的響應仿真結果、測試結果的理論精度都只是理論計算的值，必須通過實際的地面驗證工作來驗證仿真結果的真確性。同時，驗證誤差補償算法的正確性[17]。

上位機使用一臺PC，完成載機姿態(tài)信息的模擬和發(fā)送，同時接收實驗臺返回的測試信息，通過曲線和文本方式顯示，并記錄相關數(shù)據，便于試驗的實時監(jiān)控和數(shù)據的事后分析[18]。分別進行以下測試：

1)極性測試：設置斜坡(Ramp)信號類型(缺省設置速度15°/s，最大幅值30°)，正向和反向信號各加入一次，檢查算法的姿態(tài)跟蹤情況。平臺運動的方向應該與加入信號的方向相反。

2)姿態(tài)跟蹤范圍測試：選擇斜坡(Ramp)信號類型，設置25°、30°、35°的最大范圍，正反向信號各加入一次，檢查算法的跟蹤情況，紀錄數(shù)據和分析，確定是否達到最大±30°的要求(系統(tǒng)軟件限幅為±32°)。

3)姿態(tài)跟蹤動態(tài)性能測試：選擇階躍(Step)信號類型(缺省設置幅值10°)，正反向信號各加入一次[19]，檢查算法的動態(tài)響應過程，并紀錄數(shù)據和分析。系統(tǒng)從零到穩(wěn)態(tài)值的時間應小于0.3 s，穩(wěn)定時間應小于5 s，系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差應小于1.5°。

4)姿態(tài)角速跟蹤誤差測試:選擇斜坡(Ramp)信號類型，設置25°/s恒定速度，最大幅值為30°。檢查算法的姿態(tài)跟蹤響應過程，并紀錄數(shù)據和分析。響應過程的姿態(tài)跟蹤誤差應<1.5°。

5)姿態(tài)角速度及角加速度跟蹤誤差測試：選擇自定義(User)信號類型，最大角加速度為30°/s2，最大角速度為25°/s，最大角度為30°。檢查算法的姿態(tài)跟蹤響應過程，并紀錄數(shù)據和分析。響應過程的姿態(tài)跟蹤誤差應<1.5°。

4 結束語

通過研究直升機姿態(tài)跟隨控制算法，控制隨動平臺跟隨飛機的姿態(tài)調整激光測距儀的角度，保證激光測距儀始終垂向地面，解決姿態(tài)對激光測高數(shù)據精度的影響，測量精度高、獲取數(shù)據快、應用范圍廣，測量精度理論值達到20 mm；通過數(shù)據融合技術匯入機載測試系統(tǒng)，既可以進行實時監(jiān)控又便于事后數(shù)據處理。該技術的成功應用開拓了直升機低高度測量技術的新領域，將極大地提高試飛效率，對促進直升機試飛水平的提升具有重要作用。