直升機飛行管理系統(tǒng)特殊任務(wù)航路規(guī)劃技術(shù)

王錦博，寧承威，宋偉，盛守照

(1. 南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京 210016； 2. 中國航空無線電電子研究所，上海 200233)

0 引言

飛行管理系統(tǒng)(flight management system, FMS)是現(xiàn)代飛機的核心航電設(shè)備之一，主要由飛行管理計算機、自動駕駛/飛行指引系統(tǒng)、自動油門、慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)組成[1]，是機上信息匯集和處理的中心。FMS集導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制、顯示、性能優(yōu)化與管理功能為一體，可以大大減少飛行員的駕駛負(fù)擔(dān)，實現(xiàn)直升機在整個飛行過程中的自動管理與控制[2-3]。

當(dāng)前飛行管理系統(tǒng)依然是固定翼飛機占據(jù)主流位置，對于直升機飛行管理系統(tǒng)的研究相對較少，大多數(shù)為直接將固定翼飛機的飛行管理系統(tǒng)移植到直升機中[4]，并沒有針對直升機做專門的功能優(yōu)化。相對于固定翼，直升機具有垂直起降、良好的低空低速性能、對起降場地要求低等優(yōu)勢[5]，被廣泛應(yīng)用于搶險救援、醫(yī)療救護、消防救火、公安執(zhí)法等領(lǐng)域，所以對直升機飛行管理系統(tǒng)研究具有重要的現(xiàn)實意義。

根據(jù)ARINC702協(xié)議，一個典型的飛行管理系統(tǒng)應(yīng)包括綜合導(dǎo)航功能、飛行計劃管理功能、軌跡預(yù)測功能、飛行導(dǎo)引功能等[6]。本文針對直升機的任務(wù)場景，將任務(wù)航路自主規(guī)劃功能集成到直升機飛行管理系統(tǒng)中。根據(jù)直升機飛行管理系統(tǒng)的要求，設(shè)計了直升機飛行導(dǎo)引算法。最終在QT5.9.2環(huán)境下完成了直升機飛行管理系統(tǒng)任務(wù)航路規(guī)劃技術(shù)仿真驗證。

1 直升機飛行管理系統(tǒng)設(shè)計

1.1 硬件平臺設(shè)計

為了更好地理解直升機飛行管理系統(tǒng)的功能架構(gòu)，本文設(shè)計的直升機飛行管理仿真系統(tǒng)為分布式半實物仿真系統(tǒng)，仿真平臺硬件結(jié)構(gòu)組成如圖1所示。

圖1 仿真平臺硬件組成

直升機飛行管理仿真平臺包括飛行管理仿真計算機、直升機模型仿真計算機、人機交互界面仿真計算機三部分，各個模塊之間采用高速以太網(wǎng)連接，通過UDP協(xié)議實時傳輸數(shù)據(jù)。

1.2 軟件平臺設(shè)計

為了保證飛行管理系統(tǒng)的實時性與可靠性，飛行管理系統(tǒng)計算機采用VxWorks操作系統(tǒng)進行設(shè)計。飛行管理系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計，減少各個子模塊之間耦合，便于擴展和二次開發(fā)。飛行管理系統(tǒng)軟件組成如圖2所示。

圖2 仿真平臺軟件組成

2 任務(wù)航路規(guī)劃

定點懸停是直升機最主要的飛行特色，不管是從事偵查、搬運還是救災(zāi)任務(wù)，定點懸停軌跡都是直升機飛行軌跡的一部分。不同于常規(guī)飛行航路規(guī)劃，由于直升機在順風(fēng)懸停和側(cè)風(fēng)懸停時操縱較為復(fù)雜，且安全性較低，極易進入尾槳渦環(huán)狀態(tài)，因此定點懸停軌跡需要特別規(guī)劃一條逆風(fēng)懸停航路。

2.1 定點懸停軌跡規(guī)劃策略

直升機從當(dāng)前位置沿初始轉(zhuǎn)彎過渡航段轉(zhuǎn)向順風(fēng)航段起始點位置，在順風(fēng)航段調(diào)整高度、速度至標(biāo)準(zhǔn)高度、速度，然后沿校正轉(zhuǎn)彎過渡航段轉(zhuǎn)向逆風(fēng)航段，在逆風(fēng)航段完成定點懸停。定點懸停軌跡示意圖如圖3所示。

圖3 定點懸停軌跡示意圖

定點懸停軌跡除了與風(fēng)向有關(guān)外，還與風(fēng)速、直升機與懸停點相對位置有關(guān)。當(dāng)風(fēng)速較小時，不考慮風(fēng)的影響。當(dāng)距懸停點較遠時，直接朝向懸停點飛行，如圖4(a)所示。當(dāng)距懸停點較近時，需考慮直升機按照45°角進入懸停點，如圖4(b)所示。當(dāng)風(fēng)速較大時，需要直升機逆風(fēng)懸停。當(dāng)距離懸停點較遠時，需要計算逆風(fēng)航段和過渡航段，引導(dǎo)直升機沿逆風(fēng)航段飛向懸停點，如圖4(c)所示。當(dāng)距懸停點較近時，需要考慮構(gòu)建順風(fēng)航段引導(dǎo)直升機飛往逆風(fēng)航段，如圖4(d)所示。

圖4 定點懸停軌跡規(guī)劃策略

2.2 定點懸停軌跡計算

由上述分析可知，直升機與懸停點距離較近時，懸停路徑最為復(fù)雜，包括順風(fēng)航段、校正轉(zhuǎn)彎航段以及逆風(fēng)懸停航段。本節(jié)以高風(fēng)速距離較近懸停軌跡為例，采用北東地坐標(biāo)系，說明定點懸停軌跡的計算過程，如圖3所示。

飛行員首先設(shè)定MARK點位置(xm,ym)、懸停點相對于標(biāo)識點的距離Δd以及懸停高度hp。設(shè)此時風(fēng)向為ψw，則懸停點位置(xp,yp)及航向ψp如下式所示。

(1)

ψp=ψw+π

(2)

逆風(fēng)航段長度lu與降高減速所需水平距離有關(guān)，計算公式如下所示。

(3)

式中：lh為降高至hp所需水平距離；lv為減速至懸停所需水平距離；ht為標(biāo)準(zhǔn)高度；vt為標(biāo)準(zhǔn)速度；θ為直升機固定下滑梯度；a為直升機的加速度。

若lh>lv，則直升機以標(biāo)準(zhǔn)速度飛至開始減速點，隨后開始減速；若lh

開始下降點坐標(biāo)(xds,yds)計算公式為

(4)

直升機通過校正轉(zhuǎn)彎航段將順風(fēng)航段與逆風(fēng)航段連接起來，兩段航段之間航向角相差180°。則開始下降點偏移坐標(biāo)(xdf,ydf)為

(5)

式中R為轉(zhuǎn)彎半徑。

順風(fēng)航段的長度ld計算與逆風(fēng)航段相似，與到達標(biāo)準(zhǔn)高度速度所需水平距離有關(guān)，數(shù)學(xué)表達式為

(6)

式中：l′h為降高至ht所需水平距離；l′v為減速至vt所需水平距離；hs為初始高度；vs為初始速度。則標(biāo)識點偏移坐標(biāo)(xof,yof)為

(7)

至此，定點懸停路徑的航路點坐標(biāo)解算完畢。

2.3 初始轉(zhuǎn)彎軌跡規(guī)劃

直升機由當(dāng)前位置轉(zhuǎn)移到定點懸停路徑之間的航段稱為初始轉(zhuǎn)彎過渡航段。在該航段高度不發(fā)生變化，兩個航路點的最短航路就是Dubins路徑[7]。由于直升機在飛行過程中姿態(tài)不能有較大變化，所以直升機的Dubins路徑只包括CLC路徑，其中C表示圓弧段，L表示與C相切的直線段，示意圖如圖5所示。

圖5 Dubins路徑示意圖

設(shè)計Dubins路徑時，直升機航路需滿足下式條件。

(8)

式中：R1表示起始圓半徑；R2表示終止圓半徑；d表示兩圓圓心距。

直升機轉(zhuǎn)彎半徑與速度和滾轉(zhuǎn)角有關(guān)，由于直升機轉(zhuǎn)彎時坡度一定，且在初始轉(zhuǎn)彎過渡航段的速度不變，所以R1=R2=R。則初始轉(zhuǎn)彎過渡航段約束為：

(9)

以圖5為例，計算Dubins路徑參數(shù)。圖中S(xs,ys)為直升機當(dāng)前位置，航向角為α，F(xiàn)(xf,yf)為進入定點懸停路徑位置，航向角為β。則圓O1圓心坐標(biāo)為

(10)

圓O2圓心坐標(biāo)為

(11)

式中(x1,y1)、(x2,y2)分別是兩段圓弧的圓心坐標(biāo)。

由幾何關(guān)系可知，出彎點Ps和入彎點Pf坐標(biāo)為

(12)

至此，初始轉(zhuǎn)彎過渡航段航路點計算完畢。

3 飛行導(dǎo)引

FMS飛行制導(dǎo)技術(shù)分為水平導(dǎo)引與垂直導(dǎo)引。水平導(dǎo)引根據(jù)直升機相對于水平航跡(經(jīng)度、緯度)的橫向偏差生成水平操縱指令；垂直導(dǎo)引是在水平制導(dǎo)的基礎(chǔ)上，依據(jù)垂直飛行計劃和飛行航跡的垂直偏差產(chǎn)生總距、縱向周期變距操縱指令，從而自動引導(dǎo)直升機按照飛行計劃執(zhí)行。

3.1 水平導(dǎo)引律設(shè)計

本文采用L1制導(dǎo)律[8]設(shè)計水平航跡跟蹤控制系統(tǒng)。首先考慮在目標(biāo)路徑上選擇一個參考點，并通過參考點產(chǎn)生一個橫滾指令。L1制導(dǎo)律示意圖如圖6所示。

圖6 L1制導(dǎo)律示意圖

由圖6可知，L1制導(dǎo)律即在每一個時間點定義一個過參考點和直升機當(dāng)前位置且與直升機速度向量相切的圓。因此，向心加速度為

(13)

式中：V為直升機地速；R為轉(zhuǎn)彎半徑；L1為直升機當(dāng)前位置與參考點連線長度；η為直升機速度方向與連線的夾角。

又因為

η=η1+η2+η3，

(14)

又因為直升機通過滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生橫向加速度，則

(15)

式中：g為重力加速度；φ為直升機滾轉(zhuǎn)角。因此水平制導(dǎo)律定義如下：

(16)

3.2 垂直制導(dǎo)律設(shè)計

當(dāng)選擇接通垂直導(dǎo)航，飛行管理系統(tǒng)的垂直引導(dǎo)功能需要發(fā)出俯仰角和總距等控制指令，用于控制直升機的速度和飛行高度。

垂直剖面導(dǎo)引指令計算依賴于垂直和水平各點之間的距離以及在該點的速度、高度和時間。若第i條航段信息為

(17)

(18)

式中：hr為高度指令；ΔH為航段高度差；L為航段長度；l為直升機到當(dāng)前航段起點的距離；h為直升機當(dāng)前高度；θ為直升機爬升角。

為了準(zhǔn)確跟蹤四維航跡，滿足航路點所需到達時間要求，需要對飛機當(dāng)前的速度進行控制。因此飛機參考速度計算為

(19)

式中：Vd為直升機當(dāng)前速度；Δt為預(yù)測時間與當(dāng)前時間的誤差；RTAi為第i個航點的要求到達時間；t為當(dāng)前飛行時間。

4 實驗結(jié)果及分析

利用百度數(shù)字地圖提供豐富應(yīng)用接口功能顯示規(guī)劃的航線和航點信息，通過C++與百度地圖JavaScript腳本語言實時交互，給航線規(guī)劃提供了穩(wěn)定的軟件設(shè)計環(huán)境。同時，采用QT Creator/C++集成開發(fā)環(huán)境實現(xiàn)人機交互界面開發(fā)，進行直升機飛行管理系統(tǒng)任務(wù)航路規(guī)劃技術(shù)仿真驗證。直升機飛行管理系統(tǒng)人機交互界面如圖7所示。

圖7 直升機飛行管理系統(tǒng)

針對定點懸停任務(wù)軌跡，加載任務(wù)地圖，并設(shè)置任務(wù)的相關(guān)參數(shù)，得到完整的任務(wù)軌跡，測試結(jié)果如圖8-圖9所示。

圖8 定點懸停軌跡測試結(jié)果圖

圖9 定點懸停仿真曲線

由圖8-圖9可知，直升機飛行管理系統(tǒng)能夠自主規(guī)劃出一條可執(zhí)行定點懸停任務(wù)航路，且能夠引導(dǎo)直升機按照飛行計劃執(zhí)行任務(wù)。完成了直升機飛行管理系統(tǒng)的任務(wù)航路規(guī)劃功能的仿真驗證，并且設(shè)計的直升機飛行管理軟件具備良好的人機交互性能，操作簡單，具有較好的工程應(yīng)用價值。

5 結(jié)語

文中建立了分布式直升機飛行管理任務(wù)半實物仿真平臺，對直升機定點懸停任務(wù)軌跡進行研究并將其集成到直升機飛行管理系統(tǒng)中；同時，根據(jù)直升機飛行管理系統(tǒng)的要求，設(shè)計了相應(yīng)的直升機飛行引導(dǎo)算法；最終在直升機飛行管理系統(tǒng)平臺上驗證了本文設(shè)計的任務(wù)航路規(guī)劃算法的合理性和正確性。為下一代直升機飛行管理系統(tǒng)國產(chǎn)化奠定了堅實的基礎(chǔ)。