直升机飞行控制

10直升机作为掌握对象与固定翼飞机相比有更简单的动力学打算了直升机具有较差的稳定性与操纵性。等，再加上直升机固有的不稳定性，仅依靠人工操纵已格外困难，所以与固定翼飞机相比，更需承受增稳系统SA、掌握增稳系统CSA〕或自动飞行掌握系统AFC，并不断引入主动掌握技术，向着电传操纵〔FBW〕及光传操纵方向进展。本章将论述在人工操纵状模型。直升机构造图形式的数学模型为了便于分析增稳系统根本工作原理，需理解直升机动力学方程各气动导数物理含义，列出不计纵侧向之间气动耦合的如下纵向和侧向线性化增量运动动力学方程可由式2-5〔2-5〕导出XXXXXeX

〔3-1〕cu w q e ccZuZwZZqZeZc 3-〕u w q e ceMMMMMMe

〔3-3〕cu w q e cc由式2-5〔2-5〔2-6〕可导出侧向运动方程YvYYYpYrYaYr 〔3-〕v p r a ravpra

〔3-5〕rv p r a rraNvNNNpNrNNa

〔3-6〕rv p r a rr上述6个方程的物理含义格外清楚，方程3-〔3-〔3-〕是力的方程。它们表沿机体各轴力的变化而引起的对应各机体轴向线加速度的变化。例如方程〔 3-1uf(uwqe,c表示方程右边诸状态变量变化uwq，及操纵量变化e,c均会引起切向加速度的变化。方程3-〔3-〔3-〕是绕三轴的力Y、X及Z的力矩变化而引起的绕对应各轴的角加速度的变化，例如方程3３，f(,,w,,)ec表示方程右边６个因素均会引起绕Y轴的力矩变化，从而引起对Y轴的角加速度的变化q。〔3１〔3２3３〕以及便于在Matlab环境下进展仿真。图3-1为对应于方程3１3３〕学模型，在图中以虚线框表示。并在此根底上构建了俯仰掌握增稳系统。图3-2为对应于方程〔3-２〕的法向力方程的数学模型，也以虚线框表示，并在此根底上构建了高度的掌握增稳系统。耦合作用速度静稳定操纵杆wuM耦合作用速度静稳定操纵杆wuM静稳定速度稳定性u自杆系串联舵机助力器倾斜器qe1qs1sXs1XsX伺服掌握器权限限制阻尼Mqqqw杆位移传感器M(s)kqqΔq引起的ec 指令模型k耦合作用惯性加速度3-1纵向俯仰通道气动模型及俯仰掌握增稳系统耦合作用耦合作用uZuΔq引起的惯性加速度e qZeZq操纵杆阻尼ZwH0c杆系串联舵机助力器自动倾斜器Zc1sw1sZcosHH伺服掌握器权限限制ks s杆位移传感器指令模型M(s)k图3-2 纵向高度通道气动模型及高度掌握增稳系统耦合作用 耦合作用 r rL LrrL 静稳定性L速度稳定性vY0杆系串联舵机助力器自动倾斜器Lpa1s1sv1s1sYY伺服控制器权限限制阻尼LPkppr杆位移传感器M(S)指令模型prarkΔp,Δr耦合作用的惯性加速度v耦合作用paNNvNpNra静稳定性Nr杆系串联舵机r0助力器自动倾斜器rNrr1s1s阻尼伺服控制器权限限制Nrkr杆位移传感器M(S)指令模型k图3-4 侧向气动模型及航向掌握增稳系统增稳与掌握增稳系统原理及设计方法增稳与掌握增稳系统工作原理被具有电子反响的增稳及掌握增稳系统所替代。通常直升机三机体轴增稳系统的掌握律都由姿势角速率及角位移反响组成升机阻尼力矩及稳定〔恢复〕力矩，用这种电子反响方式转变直升机的稳定性。俯仰增稳系统：3-1kq

自然直升机中阻尼力矩系数Mqk

反响以并联反响的形式弥补自然直q 升机俯仰运动静稳定力矩系数Mq的缺乏。横滚增稳系统：3-3中的横滚掌握增稳系统中的kp

反响，以并联反响的形式弥补自然直升机中横滚阻尼力矩系数p

k

反响以并联反响的形式弥补直升机横滚稳定力矩系数

的缺乏。偏航增稳系统：3-4中的偏航掌握增稳系统中的kr

反响，以并联反响的形式弥补直Nr的缺乏，而k

反响以并联反响的形式弥补偏航稳定力矩系r 高度增稳系统：图3-2中的高度增稳系统中的k 反响弥补自然直升机Z轴方向的速度稳定性导数Z的缺乏。而kw

反响可增加

稳定系统的阻尼。操纵性，故称这类系统为掌握增稳系统。由于直升机的俯仰、横滚及航向增稳系统一般都承受对应各轴的角速度和角位移反响，它们相当于在根轨迹s的k及k反响也相当于在根轨迹s平面中增加一个零点，以改善直升机总距通道的动态特性。增稳系统设计方法以图3-1通道掌握律为ekee

e

〔3-7〕式中ke为单位俯仰角速率的变化而产生的自动倾斜器纵向周期变距，ke为单位俯 仰角飞状态〔0.1。先不考虑纵侧向之间气动耦合，按给出的气动导数可求得纵向通道的直升机传递函数为

(s) 1.01(s0.629)(s0.0145) 〔3-8〕(s) (s20.042s0.152)(s21.36s0.864)e对式〔3-7〕进展拉氏变换，可得

ke(s)ke

e(s

)(s) 〔3-9〕ke所以在增稳系统的根轨迹图上，增稳系统将供给一个零点Ske

，该零点的选取应使直升机不稳定的长周期运动模态处于稳定，且有足够的阻尼。图3-5是在不计舵机、助力器等环节的惯性，中选取的零点

keske

0.8,k

0.8,k

1时的闭环根轨迹，此时增稳系统获得的特征根将为s

keee0.157j0.24,see

1.01j0.829具有足够的稳定性。

1,2

3,4jj-1.5-1-0.5图3-5 俯仰增稳系统根轨迹再以航向增稳系统为例，该直升机在悬停状态，假设航向偏转角对尾桨桨距的动力学传递函数为(s)

1.99(s0.0232)〔3-10〕其航向增稳掌握律为

(s) (s20.556s0.870)(s0.138)rkk 〔3-1〕r kr与俯仰增稳一样航向增稳系统将对直升机系统供给一个零点零点值在s 处。kr中选取k

0.4，kr

0.8时，增稳系统供给的零点s2，通过根迹法设计〔如图3-6〕则可得闭环的根为s1,2

0.626j1.143s3

0.034兰滚模态，并使原来发散的模态〔s0.138〕缓慢地发散，接近零根。图3-6 航向增稳系统根轨迹es约等于旋翼转一周时间的三分之一。所以在增稳系统设计综合时，应考虑在掌握对象中参加这一动态时延因素。典型掌握增稳系统构造具有漏泄积分器的增稳系统轻型直升机通常承受无助力操纵，此时驾驶杆对旋翼的操纵承受刚性连接，对尾桨的操〔重量超过4吨及重型直升机对旋翼的操纵通常承受液压助力器。但对轻型直升机为改善掌握性能也承受液压助力器。在直升机的手操纵机构上一般有如图3-7所示的杆感觉系统。配平舵机X。 stick飞行员杆力Ｆstick

V 11/M s

1 s 舵机

直升机阻尼器 增稳信号BK弹簧刚度系数3-7操纵杆感觉系统当用无助力器时，由于操纵杆上的力与空气动力有关，而空气动力与速度有关，因此k因直升机飞行速度变化范围不大，因此往往对该系数不作调整。配平器-e直升机配平器-e直升机配平舵机漏泄积分器kTTs1滤波3-8具有漏泄积分器的增稳系统BO-1053-8所示。该系统具有如下掌握律

(kee

T

) 〔3-12〕式中keke分别为俯仰角速度及俯仰角至纵向周期变距传动比，T为漏泄积分器时 长短取决于速率陀螺的灵敏度及该积分器的时间常数T。一般要求速率陀螺的灵敏度为2/分钟，假设取最大测量角速度为30

/秒，这足以到达上述短时间内保持在扰动时姿势稳定及松杆飞行。以BO-10512秒，能使驾驶员松杆飞行到达几分钟。横滚通道的掌握律与俯仰通道形式全都，只是参数有所不同。例如BO-105,俯仰通道的ke为0.118，ke 为0.118，而横滚通道的ka为0.098，kr

0.118。 该信息经短时间后漏泄〔或称洗出使的基准不受突然扰动的影响。3-91为自然直升机的2为仅有阻尼器增稳时的3为装有阻尼器及漏泄积分器的4为有姿势角反响的姿势系统时的变化。图3-9 在阶跃干扰作用下俯仰角动态变化该增稳系统的舵机串接在驾驶杆与旋翼操纵面之间的操纵杆系中，最大行程为3.50.45.1毫米/3-8置，使串联舵机处于置中位置。具有姿势角微分信息的掌握增稳系统以获得姿势角速度信息，从而省去角速度陀螺。其典型应用有英国的“山猫”直升机，它是悬停状态的自动过渡。人工配平配平马达人感机构km重心配平传感器人工配平配平马达人感机构km重心配平传感器串联作动器操纵装置直升机TsTs1kes垂直陀螺3-10具有角速率微分的掌握增稳系统该模态可有效地改善山猫直升机在悬停状态以及速度增加到120海里/小时左右时，直升机所产生的振荡。而且当速度到达160海里/小时和处于极限后重心时，适当调整增稳系统，使系统具有足够阻尼。该系统的掌握律为keke

〔3-13〕e sT1e当系统选取ke0.2 ，ke0.1，系统具有满足阻尼性能。增稳系统设置洗出网络 TsTs15秒。一种重型直升机的掌握增稳系统AH-56A3-11幅与时间常数为T

1的惯性环节，使操纵信号限幅后软化， 是截止频率为0.5弧度/秒1 Ts14角速率q及旋翼力矩反响。它们分别经过时间常数为T2

=3秒，T4

=10秒的滤波环节。当飞200公里/小时掌握增稳系统是格外必需的。11Ts12q1Ts141Ts13旋翼力矩感器1Ts11惯性环节差动舵机助力器 旋翼 直升机图3-11 AH-56A重型直升机俯仰掌握增稳系统掌握增稳掌握增稳传感器串联平衡电气机械传动动压q计算机液 液液压 压压舵 舵舵机 机机掌握增稳传感器计算机中间液压助力器总距掌握手柄中间液压助力器脚蹬中间液压助力器横向周期变距掌握中间液压助力器纵向周期变距掌握上锁机构电磁制动离合器加载机构电磁制动离合器加载机构电磁制动离合器加载机构前后旋翼自动倾混合器动力液压助力器机械综合装置动力液压助力器混合器旋翼自动倾斜动力液压助力器动力液压助力器斜器器3-12具有前后两旋翼的重型直升机掌握增稳系统美国为海军用的重型直升机CH-463-12所示的掌握增稳系统。该直升机有前旋翼和后旋翼组成，不行逆的中间液压助力器及混合器能保证纵向与横向周期变距操纵掌握机构都是双重的。并分别由两个独立的液压机构供给能源。具有高度自动化水平的重型直升机的掌握增稳系统机械信号综合电气信号综合机械信号综合电气信号综合UH液压助力器UH液航向通道杆位移传感器压助力器液压助力器H总距掌握液压助力器V杆位移传感器电磁制动离合器纵向舵机平衡与配平计算机协调转弯计算机航向与横滚增稳系统计 阻尼计算机算机UxUU yxz纵向周期变距手柄VU加载自动器杆位移横向周期变距手柄传感器加载自动器计算机U杆位移加载自动器脚蹬 x y器加载机构轨迹掌握计算机电磁制动离合器电磁制动离合器液压助力器液压助力器液压助力器液压助力器差动舵机差动舵机差动舵机差动舵机3-13CH-47C重型直升机掌握增稳系统图3-13CH-47C的掌握增稳系统，它具有前后两制增稳的系统。系统的另一特点，配置了协调转弯计算机，按肯定的横滚角速度 对方向x与掌握计算机来完成，它输给可移动飞行员