自動(dòng)控制技術(shù)在直升機(jī)上的應(yīng)用與研究

董健 趙陽(yáng) 朱海文

摘 要：本文主要研究直升機(jī)起飛階段的飛行模型作為研究對(duì)象，研究直升機(jī)自動(dòng)起飛控制技術(shù)的相關(guān)研究。并以空氣定點(diǎn)控制方案為起點(diǎn)，通過(guò)仿真結(jié)果對(duì)自動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行了改進(jìn)，分別增加了線性加速度反饋和直接力反饋。進(jìn)而能夠使直升機(jī)達(dá)到自動(dòng)起飛控制的要求。

關(guān)鍵詞：自動(dòng)控制 技術(shù) 直升機(jī) 應(yīng)用 研究

目前在直升飛機(jī)起飛的過(guò)程中，是具有約束的六自由度運(yùn)動(dòng)，同時(shí)由于其在近地穩(wěn)定性較差，非線性特征強(qiáng)，非線性在起飛和著陸中非常重要。自動(dòng)控制系統(tǒng)常起飛路程比較短，而且控制要求較高，需要人工參與操控起飛過(guò)程，在這一過(guò)程中要求操作者具有豐富的經(jīng)驗(yàn)，即便這樣，也無(wú)法完全保障飛行員的安全性。 因此，實(shí)現(xiàn)直升飛機(jī)自動(dòng)起飛控制，在控制方法上是與空中飛行控制存在一定差異的。自動(dòng)起飛控制要求直升機(jī)保持穩(wěn)定狀態(tài)并垂直起飛。

一、垂直起飛要求

直升機(jī)的機(jī)動(dòng)變化會(huì)引起不同通道的耦合效應(yīng)，特別是在近地狀態(tài)下，由于地面姿態(tài)的變化，可能會(huì)導(dǎo)致危險(xiǎn)的接地。耦合作用是通過(guò)速率回路和姿態(tài)回路的接口，能夠從一定程度上解除耦合性。本文我們基于姿態(tài)回路，且按照直升機(jī)起飛要求，對(duì)自動(dòng)起飛控制展開(kāi)深入的研究。在直升機(jī)的垂直起飛中，當(dāng)垂直地面關(guān)閉時(shí)，無(wú)人直升機(jī)的滾動(dòng)力矩和俯仰力矩需要處于平衡狀態(tài)，并且最大側(cè)滑速度小于每秒0.5米。最大俯仰速率和最大滾動(dòng)速率需要小于每秒4度。超出約定高度后，最大升降速度應(yīng)當(dāng)保持在二米每秒的范圍內(nèi)。

二，直升機(jī)自動(dòng)起飛控制仿真結(jié)果及分析

首先，從直升機(jī)自動(dòng)起飛來(lái)看，需要其保持平衡的姿態(tài)穩(wěn)定垂直起飛，由于空中飛行和起飛的模型特性存在差別，起飛階段的自動(dòng)控制和空中飛行的控制之間存在很大差異。根據(jù)研究結(jié)果，討論了自動(dòng)起飛控制的有效策略和方案。從定點(diǎn)控制仿真分析的角度出發(fā)，在直升機(jī)起飛階段進(jìn)行自動(dòng)起飛控制時(shí)，我們根據(jù)空中定點(diǎn)飛行控制規(guī)律進(jìn)行仿真分析。根據(jù)規(guī)定的規(guī)律，總距離通道的高度為10米，垂直通道和水平方向由固定點(diǎn)控制。航向通道以航向保持控制律。起飛階段的非線性數(shù)學(xué)模型用作模擬結(jié)果模型?？梢钥闯觯v向和橫向通道由固定點(diǎn)控制，并且隨著高度增加，俯仰角和滾動(dòng)角的角度相應(yīng)地增加。當(dāng)直升機(jī)剛剛離開(kāi)地面時(shí)，俯仰和滾轉(zhuǎn)角度將立即改變。在數(shù)字仿真中，姿態(tài)角變化是在可約束范圍內(nèi)的，然而這種情況上也是十分危險(xiǎn)的。在實(shí)際起飛中，如果存在其他干擾情況，則會(huì)導(dǎo)致產(chǎn)生較大的姿態(tài)變化，進(jìn)而影響直升機(jī)的飛行安全。此外，自動(dòng)起飛控制要求對(duì)規(guī)劃范圍和速度有很高的要求。我們可以看出，如果當(dāng)直升機(jī)的側(cè)滑速度高于每秒一米，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出自動(dòng)起飛的側(cè)滑速度范圍之后，側(cè)滑范圍也是比較大的，這種情況下不利于直升機(jī)起飛安全性。此外，直升機(jī)的飛行高度是隨著高度給定變化的。在起飛階段，高度變化率相對(duì)較小，可以滿足起飛過(guò)程中提升率的要求。較小的升降速率變化，能夠提高直升機(jī)的起飛安全，超出給定范圍之后，適當(dāng)增加上速度能夠使直升機(jī)迅速獲得安全高度，縮小安全風(fēng)險(xiǎn)和起飛完成的時(shí)間。從高度控制的角度來(lái)看，在直升機(jī)起飛的不同階段，高度通道有效地控制在不同的高度，可以滿足直升機(jī)自動(dòng)起飛控制的需要。我們從定點(diǎn)控制模型上來(lái)看，雖然完成直升機(jī)起飛過(guò)程，但是對(duì)于側(cè)滑速度和范圍都比較大，近地階段的姿態(tài)角隨高度的變化而變化，不利于起飛安全。為了解決這個(gè)問(wèn)題，有必要在定點(diǎn)控制技術(shù)中引入線性加速度反饋來(lái)消除這種側(cè)滑，有必要觀察線加速度引入后直升機(jī)起飛和修整的問(wèn)題。姿態(tài)角和滾轉(zhuǎn)角會(huì)在近地階段變化程度較小，姿態(tài)角的微小變化會(huì)提高直升機(jī)的起飛安全性，在整個(gè)起飛過(guò)程中，姿態(tài)角的變化是比較大的，雖然其變化較大的階段發(fā)生的無(wú)約束高度段，但是處于低速狀態(tài)下，直升機(jī)的極不穩(wěn)定，存在較大的危險(xiǎn)性。根據(jù)側(cè)滑速度和軌道曲線的結(jié)果，在引入線加速度反饋之后，側(cè)滑速度具有顯著的減小范圍，相比定點(diǎn)控制來(lái)說(shuō)側(cè)滑范圍有明顯的減小。然而，由于直升機(jī)的自動(dòng)起飛，對(duì)側(cè)滑范圍的要求很高。 因此，需要進(jìn)一步的措施來(lái)控制滑道的范圍，以滿足起飛自動(dòng)控制的要求。

根據(jù)實(shí)際模擬結(jié)果，當(dāng)滾動(dòng)干涉扭矩大時(shí)，控制系統(tǒng)需要產(chǎn)生大的轉(zhuǎn)向扭矩以平衡不平衡力。為了實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)向扭矩的期望效果，需要產(chǎn)生一定的側(cè)滑速度和范圍。離開(kāi)地面時(shí)有一個(gè)很大的側(cè)滑，直升機(jī)扭矩的嚴(yán)重不平衡將導(dǎo)致直升機(jī)在地面分離過(guò)程中產(chǎn)生擺動(dòng)或起伏。這種情況下很容易導(dǎo)致地面出現(xiàn)共振現(xiàn)象。為了有效地避免這種現(xiàn)象并獲得良好的平衡效果，可以在地面階段添加直接力反饋。 將地面產(chǎn)生的不平衡力矩接入到系統(tǒng)中，構(gòu)成一個(gè)閉環(huán)來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)的有效控制。

雖然在一定程度上，將引入線性加速度反饋后的控制效果與線速度的引入進(jìn)行比較，以加速反饋定點(diǎn)控制模式效果更好，但在直升機(jī)起飛過(guò)程中仍存在力矩不平衡的問(wèn)題。在滑道的底部，需要傳感器來(lái)感測(cè)滑道上的地面力。通過(guò)扭矩平衡沉降，當(dāng)結(jié)果代入控制通道時(shí)，可以增加直接力反饋，以有效控制直升機(jī)的土地滯留階段。在直升機(jī)起飛前實(shí)現(xiàn)自動(dòng)修剪過(guò)程，使其更穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)垂直自動(dòng)起飛。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，當(dāng)增加直接力反饋時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)地面不平衡力矩的直接反饋。然而，控制動(dòng)態(tài)結(jié)果仍不理想，主要是由于經(jīng)典的PID控制在給定反饋控制參數(shù)之后，如果手動(dòng)量超出額定范圍，那么在系統(tǒng)動(dòng)態(tài)過(guò)程中無(wú)法滿足要求。因此，增加直接力反饋可以在直升機(jī)起飛前的扭矩平衡中起作用，但是這種修剪效果并不理想。

小結(jié)

在本次研究過(guò)程中，我們發(fā)現(xiàn)當(dāng)在直升機(jī)起飛過(guò)程中，引入了線加速度反饋和直接力反饋之后，它可以使其側(cè)滑速度和范圍達(dá)到理想的范圍值，并且姿態(tài)角在離開(kāi)地面時(shí)不會(huì)有大的波動(dòng)。并且能從一定程度上起到力矩配平的效果。但是，轉(zhuǎn)矩平衡的智能性較低，抗干擾能力不強(qiáng)，因此可以引入一系列模糊控制等智能控制方法。直升機(jī)起飛的智能失衡，以便更好地控制。

參考文獻(xiàn)

[1] 夏斌， 黃一敏， 孫春貞. 無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降段高度控制技術(shù)研究[J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào)， 2016， 37（3）：90-93.

[2] 王萍. 整機(jī)線纜自動(dòng)化集成檢測(cè)技術(shù)在大型飛機(jī)上的應(yīng)用研究[J]. 科技創(chuàng)新與應(yīng)用， 2016（20）：120-120.

[3] 程濤， 魏超， 肖慶東. 自動(dòng)鉆鉚技術(shù)在直升機(jī)機(jī)身總裝中的應(yīng)用研究[J]. 航空制造技術(shù)， 2017， 60（9）：84-86.

[4] 李鵬. 某型機(jī)航姿基準(zhǔn)控制系統(tǒng)加裝設(shè)計(jì)及應(yīng)用研究[J]. 自動(dòng)化技術(shù)與應(yīng)用， 2017（4）：151-154.