黑鹰直升机飞控系统及仿真

第二十四届（2008）全国直升机年会论文 黑鹰直升机飞控系统及仿真 郑文东  陈仁良 （南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016） 摘 要：黑鹰（UH-60）直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。本文全面介绍了黑鹰直升机的飞行控制系统的组成、控制流程及功能，并应用simulink对增稳系统进行了仿真实验。 关键词：直升机 ；飞行控制 ；稳定增稳 ；非线性 ；仿真 1 引言 由于直升机存在各个运动部件的气动耦合、惯性耦合、结构耦合及运动耦合，其操纵性、稳定性和机动性就变得很差。任何受扰运动都会使直升机显出极不稳定的特性，比如悬停和小速度时受扰运动的悬停振荡模态和前飞时受扰运动的纵向沉浮振荡模态都明无飞控系统改善的直升机的操纵是很复杂的。因此，直升机必须加装飞控系统来改善其特性，改善直升机的操稳性能，减少各个运动部件的耦合，从而减轻驾驶工作负荷。黑鹰直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。本文对黑鹰直升机飞控系统进行分析，并对小速度下的运动模态进行了simulink下的仿真。 2 黑鹰直升机飞控系统模型的组成 直升机模型的运动模态包括姿态运动和轨迹运动。一般意义上，飞控系统功能便是部分或全部完成姿态与轨迹控制，并且改善飞行品质。本文以黑鹰直升机飞控系统为例进行分析，该直升机除具有上述功能外，在设计上还有其自身的三个特点。偏差作动器作动器作为飞控系统中单独一个通道被分离出来便是其中的第一个特点，它的主要功能是解决黑鹰直升机前飞速度80knot至180knot下速度对迎角的静不稳定特性，低于80knot由水平安定面解决；第二个特点就是水平安定面随动设计，直升机速度低于80knot时，水平安定面与速度、俯仰角和总距等参数随动。除此之外，水平安定面在小速度爬升、巡航和自转下滑等运动下对迎角起到优化调节的作用，在自转下滑时平尾迎角为-6度，水平悬停下的平尾迎角为34度；第三个特点是混合器的设计，其功能是通过纯机械操纵进行解耦。下面就从组成黑鹰直升机飞控系统的各个部分进行介绍和分析。 图1给出了黑鹰直升机飞控系统结构示意图，包括内回路、外回路、偏差作动器和混合器等主要部分。内回路主要针对稳定增稳系统的姿态控制；外回路主要针对包括高度、速度和航向等在内的航迹控制。内外回路和偏差作动器通过相应的比例缩放进入各自通道的伺服作动器与直升机配平量和驾驶员对驾驶杆的杆操纵量经过比例放大后一起进入混合器。混合器将各个解耦通道过来的总距、纵横向周期变距和尾浆总距信号通过伺服作动器输出到黑鹰倾斜盘的模型，控制各个活动翼面的响应。 总距控制 横向周期变距量 纵向周期变距量 尾浆总距控制 图1飞控系统结构示意图 稳定增稳系统（SAS） 该系统包括俯仰、滚转和偏航三个通道。以俯仰通道为例对其结构进行分析，来自传感器的角速率信号经滤波后，一路进入时间常数为0.023秒的惯性放大环节，另一路进入截至频率为0.5rad/s的滤波器，以抑制俯仰角速率的急剧动作引起的扰动。两路合并后通过洗出，洗出低频俯仰角信号，以便不影响串联作动器在限幅范围内正常工作，该洗出电路的时间常数为7秒。对于输入信号，由于实际精确测量桨盘迎角比较困难，一般情况下，直升机的航迹角较小，可通过测量姿态角间接反映桨盘迎角。所以，在增稳系统中，姿态角信号可通过对角速度陀螺输出信号积分或滞后一个相位角的伪积分来获得。图2给出了俯仰通道数字增稳系统模型，响应的滚转通道与偏航通道的稳定增稳系统类似与俯仰通道的建立过程，详细建模参考文献[1]。 偏差作动器 该部分是由包括舵机在内的多部件组成的一个伺服回路，是俯仰姿角、俯仰角速率和前飞速度三个参数的函数。偏差作动器的主要功能是改善直升机在80knot至180knot时纵向速度对迎角的静不稳定性。图3给出偏差作动器的结构图。 偏差作动器框图各参数如下： 限幅1上下限为 ；限幅2上下限为 ；限幅3上限为10，下限为0 ； 限幅4上下限为 ；限幅5上下限为 。 飞行轨迹稳定器 图2 俯仰通道增稳系统结构图 图3 偏差作动器的结构图 这一部分是包括俯仰、滚转和偏航通道在内的飞行轨迹稳定控制器，在功能上也协调转弯控制。对于轨迹中涉及到的诸如飞行速度、高度保持和航向保持由一个反馈作动器来调节，其参数在输出到作动器后为防止超调，需要有限幅等措施。该系统在配平作动器前设有逻辑开关，由前飞速度、滚转角度和配平等参数决定开关的闭合，其逻辑开关接通需满足以下条件：前飞速度 、滚转角 、配平开关释放。图4为俯仰通道的结构图： 图4 俯仰通道飞行轨迹稳定结构图 混合器 该系统在功能上主要是通过纯机械控制对总距、纵横向周期变距和尾浆总距解耦。将各个通道对总距、纵横向周期变距和尾浆总距的控制输入通过伺服器操纵旋翼和尾浆进行解耦。各个通道的输出信号即混合器的输入信号由以下几部分组成：稳定增稳系统输出对变距产生的补偿量、偏差作动器输出对变距产生的补偿量、直升机配平量和驾驶杆输入量对变距产生的补偿量。图5为纵向周期变距结构图： 图5 纵向周期变距混合器结构图 水平安定面安装角的控制 水平安定面安装在黑鹰直升机尾部，其迎角在－8度至39度可变。在航速低于80knot下与空速、总距位置、俯仰角速率和横向加速度随动。其主要功能一方面是消除低速时由于下洗流对平尾的冲击导致直升机产生俯过大的仰角；另一方面是对爬升、巡航和自转下滑时的俯仰姿态进行优化。图6为其结构图： 图6 水平安定面安装角的控制结构图 3 仿真 通过上述对黑鹰直升机飞控系统的分析，结合直升机气动模型建立仿真系统进行仿真。在直升机气动模型的选择上，本文选择连续时变6自由度的黑鹰直升机线化模型，以其飞控系统的俯仰和偏航增稳通道为例进行simulink下的仿真。黑鹰直升机线化模型以状态方程的形式描述如下： 状态变量 代表纵向、横向和垂向速度， 代表滚转、俯仰和偏航角速度， 代表姿态角。  U(t)= 输入量 为总距、横向周期变距、纵向周期变距和航向尾桨总距操纵 变化量，输出为四个反馈偏差量 分别表示横向周期变距、纵向周期变距、总距和尾浆变距量，属多输入多输出系统。 直升机在时速20knot下的状态阵分别是： A=                                       B＝ C＝ D为零阵 本文以黑鹰直升机时速20knot模态为例进行仿真，其增稳系统俯仰通道脉冲响应动特性曲线如图7所示： 图7 俯仰通道增稳脉冲响应曲线 4 结论 从响应曲线图可以看出，飞控增稳系统各个通道都能够在在较短的时间内进入稳态边界，从而满足系统动特性响应的要求。由于许多实际系统都存在时滞、干扰和各种非线性环节，应用simulink图形化建立增稳系统模型比数学建模简单，建立实际的仿真系统更简单、高效和实用。 参  考  文  献 [1]  NASA Report 166309 UH-60A Black Hawk Engineering Simulation Program [2]  杨一栋《直升机飞行控制》， 国防工业出版社2007.2 [3]  陈仁良 《直升机飞行动力学数学建模及机动性研究》，博士学位论文1998 [4]  K.Hilbert, NASA technical memorandum85890, “A mathematical model of the UH-60 helicopter”, April 1984. [5]  Wayne Johnson,《Helicopter Theory》, Princeton University Press, 1980 [6] European Patent EP0003947 PITCH BIAS ACTUATOR SYSTEM FOR HELICOPTER LONGITUDINAL CYCLIC PITCH  Design of Helicopter Control system Based on Simulink Zheng Wendong    Chen renliang (National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics.NUAA.Nanjing 210016) Abstract:  As a tactics helicopter , HAWK flight control system has some characters such as mixer(mechanical control system),pitch bias actuator and stabilator control .This can give a reference to design flight control system in our country. In this paper ,overall the parts of HAWK flight control system were introduced. .Finally, the control system using Simulink was examined through simulation .              Keywords: Helicopter ; Flight control ;Stability augmentation ; Nonlinearity ；Simulation