CN105260566B - 一种直升机操纵解耦设计方法 - Google Patents
一种直升机操纵解耦设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105260566B CN105260566B CN201510745063.4A CN201510745063A CN105260566B CN 105260566 B CN105260566 B CN 105260566B CN 201510745063 A CN201510745063 A CN 201510745063A CN 105260566 B CN105260566 B CN 105260566B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- control
- helicopter
- away
- flight
- manipulation
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明公开了一种直升机操纵解耦设计方法，涉及直升机技术领域。所述直升机解耦设计方法包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组；步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；步骤五：飞行试验。本发明的优点在于：在飞行过程中，仅需要拉动总距即可自动调整尾桨拉力及横向配平。提高了操纵修正的精度，减少了飞行员的工作量，降低直升机驾驶技巧要求。
Description
技术领域
本发明设计直升机技术领域，具体涉及一种直升机操纵解耦设计方法。
背景技术
直升机依靠旋翼系统产生升力和拉力，为平衡旋翼反扭矩需要，通常带产生横侧向拉力的尾桨。由于旋翼既是升力面又是主要操纵面，造成直升机各个操纵通道之间耦合严重。直升机的操纵系统包括总距操纵、驾驶杆横向操纵、驾驶杆纵向操纵和脚蹬操纵。总距操纵使直升机产生垂向运动，但同时带来反扭矩改变，因而需要脚蹬操纵改变尾桨拉力。尾桨拉力变化又改变了横向配平，因此还需进行对旋翼横向操纵修正。且飞行员输入的操纵修正量值上并不一定是合适的，故而容易出现多个方向的姿态或速度振荡、严重时还可能引发飞行员诱发振荡。操纵通道之间耦合造成直升机飞行员需要在各个通道上进行大量、不同幅度的操纵修正，增加了飞行员工作负荷，严重影响了直升机驾驶品质。
发明内容
本发明提供一种直升机操纵解耦设计方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明所采用的技术方案是:提供一种直升机操纵解耦设计方法，所述直升机操纵解耦设计方法，包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组，
x＝(u，v，w，p，q，r，θ，φ，ψ)T
y＝(δlog，δlat，δped，δcol）T
其中u、v、w为速度向量在体轴系上的分量，p、q、r为体轴系上三个轴上的转动角速度，θ、Φ、ψ为三个姿态角，Ix、Iy、Iz、Ixy、Ixz、Iyz为转动惯量，δlog为纵向操纵量、δlat为横向操纵量、δped为脚蹬操纵量、δcol为总距操纵量，A和B是通过各个部件的子模型得到的系数矩阵；步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；步骤五：飞行试验。
优选地，所述直升机部件包括旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾、发动机以及飞行控制七个子系统。
优选地，所述控制机构包含总距操纵、驾驶杆纵向操纵、驾驶杆横向操纵和脚蹬操纵四个操纵。
优选地，所述机构之间的耦合关系包含总距操纵和脚蹬操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆纵向操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆横向操纵之间的耦合关系三个耦合关系。
优选地，所述总距和脚蹬操纵之间的耦合关系为线性比例关系：Δδped＝C1Δδcol，其中，C1为常数。
优选地，所述总距和脚蹬操纵之间耦合关系为二次函数：
Δδped＝C3(Δδcol)2，其中，C3为常数。
本发明的有益效果在于：通过本发明的直升机操纵解耦设计方法，可以建立总距操纵与脚蹬操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆纵向操纵之间的耦合关系、以及总距操纵和驾驶杆横向操纵之间的耦合关系，在飞行过程中，仅需要拉动总距即可自动调整尾桨拉力及横向配平。提高了操纵修正的精度，减少了飞行员的工作量，降低直升机驾驶技巧要求。
附图说明
图1是本发明的直升机操纵解耦设计方法的流程图；
图2为不同速度点上的总距－尾桨距的操纵联动关系；
图3为不同速度点上的总距－纵向操纵的操纵联动关系；
图4不同速度点上的总距－横向操纵的操纵联动关系；
图5是总距与横向操纵之间的关系及操纵极限；
图6是总距与纵向操纵之间的关系及操纵极限；
图7是总距与尾桨距之间的关系及操纵极限；
图8为总距随速度的变化曲线图；
图9为解耦前与解耦后驾驶员横向操纵量的对比曲线；
图10为解耦前与解耦后驾驶员纵向操纵量的对比曲线；
图11为解耦前与解耦后驾驶员尾桨距操纵量的对比曲线。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
如图1至图11所示，一种直升机操纵解耦设计方法，所述直升机操纵解耦设计方法，包含以下步骤：步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组，
x＝(u，v，w，p，q，r，θ，φ，ψ)T
y＝(δlog，δlat，δped，δcol）T
其中u、v、w为速度向量在体轴系上的分量，p、q、r为体轴系上三个轴上的转动角速度，θ、Φ、ψ为三个姿态角，Ix、Iy、Iz、Ixy、Ixz、Iyz为转动惯量，δlog为纵向操纵量、δlat为横向操纵量、δped为脚蹬操纵量、δcol为总距操纵量，A和B是通过各个部件的子模型得到的系数矩阵。
所述直升机部件包括旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾、发动机以及飞行控制七个子系统。
某型机的其主要飞行状态为从悬停到大速度前飞、在不同速度下的爬升和下降。将其设计参数输入到由matlab自建的飞行力学程序所对应的各个子系统模型之中，将此状态下的子模型得出的气动力和力矩以系数的形式整合进前述非线性飞行力学方程。
步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；所述控制机构包含总距操纵、驾驶杆纵向操纵、驾驶杆横向操纵和脚蹬操纵四个操纵。
使用matlab中的牛顿迭代法求解方程得到状态平衡位置的四个操纵量配平计算结果。以其某一速度前飞状态为例，其典型的结果如表1所示，其中尾桨距对应脚蹬操纵量。
表1某型机某速度下对应不同总距的操纵量计算结果
| 总距(°)δcol | 纵向操纵(°)δlog | 横向操纵(°)δlat | 尾桨距(°)δped |
| 0.48 | 3.1 | 0.1 | 3.2 |
| 2.2 | 3.5 | 0.4 | 4.8 |
| 3.9 | 4.1 | 0.6 | 6.3 |
| 5.64 | 4.4 | 0.9 | 8 |
| 7.33 | 4.9 | 1.2 | 9.6 |
| 9.08 | 5.4 | 1.5 | 11.2 |
| 10.75 | 5.8 | 1.7 | 12.8 |
| 12.41 | 6.1 | 2.0 | 14.3 |
| 14.1 | 6.5 | 2.3 | 16.0 |
| 15.8 | 7.0 | 2.6 | 17.5 |
| 17.27 | 7.6 | 2.8 | 18.9 |
将典型状态下的配平计算结果按照表1的形式处理，通过比较可以看到，总的来说，总距操纵与其他操纵量之间存在较好的线性关系。按照现行关系得到不同速度点上的比例关系如图2、图3和图4所示，其中，图2为不同速度点上的总距－尾桨距的操纵联动关系，横轴为速度(km/h)，纵轴为总距-尾桨距比例系数；图3为不同速度点上的总距－纵向操纵的操纵联动关系，横轴为速度(km/h)，纵轴为总距-纵向操纵比例系数；图4不同速度点上的总距－横向操纵的操纵联动关系，横轴为速度(km/h)，纵轴为总距-横向操纵比例系数。
步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；所述机构之间的耦合关系包含总距操纵和脚蹬操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆纵向操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆横向操纵之间的耦合关系三个耦合关系。
所述总距操纵和脚蹬操纵之间的耦合关系为线性比例关系：Δδped＝C1Δδcol，其中，C1为常数。
根据步骤二中的配平计算结果，将总距操纵增加量与对应的其它操纵增加量拟合成线性关系，确定最终的比例关系不仅需要考虑减轻飞行员操纵负荷，还需要考虑对全机操纵范围的影响。由于该型机的使用特点决定了其常用的飞行状态是巡航飞行，因此选取在巡航状态的操纵比例关系将能最大程度降低飞行员的操纵负荷，保持纵向操纵梯度。
巡航飞行时的速度一般在200km/h，根据图4在速度为200km/h时，选取总距与尾桨距比例系数、总距操纵与纵向操纵比例系数及总距操纵与横向操纵比例系数，最终得到的操纵联动关系如下：
Δδped＝0.95*Δδcol
Δδlog＝0.24*Δδcol
Δδlat＝-0.16*Δδcol
同时考虑到具有该比例关系的操纵范围需要涵盖所有的飞行状态，见图5、图6和图7，图5是总距操纵与横向操纵之间的关系及操纵极限，横轴为总距操纵(°)，纵轴为横向操纵(°)；图6是总距操纵与纵向操纵之间的关系及操纵极限，横轴为总距操纵(°)，纵轴为纵向操纵(°)；图7是总距与尾桨距之间的关系及操纵极限，横轴为总距(°)，纵轴为尾桨距(°)，其中，外部边框为考虑联动关系后的设计操纵极限位置。
从图5可以看出，总距的操纵范围在零度至17度之间，当总距操纵在零度位置时，横向操纵范围在-5.4度至8度之间，当总距在17度位置时，横向操纵范围在-8度至5.4度之间，将总距操纵与横向操纵的极限操纵位置用直线连接，形成一个封闭区域，图中的黑点代表总距操纵在某个位置时，横向操纵的位置，从图中可以看出，总距操纵与横向操纵的所有对应位置均落在总距操纵与横向操纵的极限位置之间，满足修正需求。
从图6可以看出，当总距操纵在零度位置时，纵向操纵范围在-11度至12.2度，当总距在17度位置时，纵向操纵的范围在-7.2度至16度之间，将总距操纵与纵向操纵的极限操纵位置用直线连接，形成一个封闭区域，图中的黑点代表总距操纵在某个位置时，纵向操纵的位置，从图中可以看出，总距操纵与纵向操纵的所有对应位置均落在总距操纵与纵向操纵的极限位置之间，满足修正需求。
从图7可以看出，当总距操纵在零度位置时，尾桨距的操纵范围在-8度至13.535度之间，当总距操纵在17度位置时，尾桨距的操纵范围在1度至24度之间，将总距与尾桨距的操纵极限位置用直线连接，形成一个封闭区域，图中的黑点代表总距操纵在某个位置时，尾桨距的操纵位置，从图中可以看出，总距与尾桨距操纵的所有对应关系均落在总距与尾桨距的操纵极限范围内。
步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；使用得到的操纵联动关系更新飞控系统模型，计算出解耦后的驾驶员操纵量，与不考虑解耦时的全机配平计算结果进行对比，如图8、图9、图10和图11所示。其中，图8为总距操纵随速度的变化曲线图，横轴为速度(km/h)，纵轴为总距操纵(°)；图9为解耦前与解耦后驾驶员横向操纵量的对比曲线，横轴为速度(km/h)，纵轴为横向操纵(°)；图10为解耦前与解耦后驾驶员纵向操纵量的对比曲线，横轴为速度(km/h)，纵轴为纵向操纵(°)；图11为解耦前与解耦后驾驶员尾桨距操纵量的对比曲线，横轴为速度(km/h)，纵轴为尾桨距(°)，可以看到，解耦后带有操纵联动的关系，在前飞过程下，在特定巡航状态下(200km/h)驾驶员在航向、横向的操纵负荷明显降低，纵向操纵保持了原有的操纵梯度。
步骤五：飞行试验。将直升机的飞控系统更新后，进行驾驶员实际飞行，并验证总距操纵与横向操纵之间、总距操纵与纵向操纵之间以及总距操纵与脚蹬操纵之间的耦合关系。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (6)
1.一种直升机操纵解耦设计方法，其特征在于，包含以下步骤：
步骤一：建立直升机部件的气动力和力矩模型，将得到的力和力矩代入六自由度运动方程，得到非线性微分方程组，
X＝(u，V，w，p，q，r，θ，φ，ψ)T
y＝(δlog，δlat，δped，δcol)T
其中u、v、w为速度向量在体轴系上的分量，p、q、r为体轴系上三个轴上的转动角速度，θ、Φ、ψ为三个姿态角，Ix、Iy、Iz、Ixy、Ixz、Iyz为转动惯量，δlog为纵向操纵量、δlat为横向操纵量、δped为脚蹬操纵量、δcol为总距操纵量，A和B是通过各个部件的子模型得到的系数矩阵，g为重力加速度常量，单位为米每二次方秒；
步骤二：根据所述非线性微分方程组求解直升机飞行中控制机构的配平操纵量；
步骤三：确定控制机构之间的耦合关系，将步骤二中的所述配平操纵量带入到所述耦合关系中；
步骤四：通过飞行仿真试验验证设计是否提高驾驶品质；
步骤五：飞行试验。
2.根据权利要求1所述的直升机操纵解耦设计方法，其特征在于：所述直升机部件包括旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾、发动机以及飞行控制七个子系统。
3.根据权利要求1所述的直升机操纵解耦设计方法，其特征在于：所述控制机构包含总距操纵、驾驶杆纵向操纵、驾驶杆横向操纵以及脚蹬操纵四个操纵。
4.根据权利要求3所述的直升机操纵解耦设计方法，其特征在于：所述机构之间的耦合关系包含总距操纵和脚蹬操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆纵向操纵之间的耦合关系、总距操纵和驾驶杆横向操纵之间的耦合关系三个耦合关系。
5.根据权利要求4所述的直升机操纵解耦设计方法，其特征在于，所述总距操纵和脚蹬操纵之间的耦合关系为线性比例关系Δδped＝C1Δδcol，其中，C1为常数。
6.根据权利要求4所述的直升机操纵解耦设计方法，其特征在于，所述总距操纵和脚蹬操纵之间耦合关系为二次函数Δδped＝C3(Δδcol)2，其中，C3为常数。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510745063.4A CN105260566B (zh) | 2015-11-04 | 2015-11-04 | 一种直升机操纵解耦设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510745063.4A CN105260566B (zh) | 2015-11-04 | 2015-11-04 | 一种直升机操纵解耦设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105260566A CN105260566A (zh) | 2016-01-20 |
| CN105260566B true CN105260566B (zh) | 2018-09-07 |
Family
ID=55100255
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510745063.4A Active CN105260566B (zh) | 2015-11-04 | 2015-11-04 | 一种直升机操纵解耦设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105260566B (zh) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106054921A (zh) * | 2016-06-22 | 2016-10-26 | 上海拓攻机器人有限公司 | 一种无人直升机抗侧风控制方法、系统 |
| CN107169163A (zh) * | 2017-04-13 | 2017-09-15 | 南京航空航天大学 | 一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法 |
| CN108100301B (zh) * | 2017-12-03 | 2021-02-26 | 中国直升机设计研究所 | 一种用于直升机模拟机客观测试的试飞数据处理方法 |
| CN108090302B (zh) * | 2018-01-04 | 2021-11-30 | 北京中航智科技有限公司 | 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 |
| CN109533282B (zh) * | 2018-11-09 | 2020-09-25 | 中国直升机设计研究所 | 直升机尾部垂直安定面设计方法 |
| CN111553023B (zh) * | 2020-04-30 | 2022-04-01 | 中国直升机设计研究所 | 一种确定电传直升机直接链控制律的方法 |
| CN112182753B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-09-06 | 中国直升机设计研究所 | 一种倾转旋翼直升机操纵解耦设计方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6776376B2 (en) * | 2002-10-18 | 2004-08-17 | Hamilton Sunstrand | Flight control surface actuation system |
| CN103197670A (zh) * | 2013-02-25 | 2013-07-10 | 西北工业大学 | 飞行器气动强耦合解耦方法 |
-
2015
- 2015-11-04 CN CN201510745063.4A patent/CN105260566B/zh active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6776376B2 (en) * | 2002-10-18 | 2004-08-17 | Hamilton Sunstrand | Flight control surface actuation system |
| CN103197670A (zh) * | 2013-02-25 | 2013-07-10 | 西北工业大学 | 飞行器气动强耦合解耦方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 直升机增装旋转部件的气动影响分析;殷士辉;《直升机技术》;20100630(第2期);第14-18页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105260566A (zh) | 2016-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105260566B (zh) | 一种直升机操纵解耦设计方法 | |
| CN109063256B (zh) | 一种用于评估客机适航性的飞机数字虚拟飞行仿真计算系统 | |
| CN104460681B (zh) | 倾转旋翼无人直升机过渡段的飞行控制方法 | |
| US8186629B2 (en) | Method and a device for optimizing the operation of propulsive propellers disposed on either side of a rotorcraft fuselage | |
| CN104936860B (zh) | 起落架力和力矩分配器 | |
| CN105759613B (zh) | 倾转旋翼机的控制方法和控制装置 | |
| CN111114761B (zh) | 飞行器起落架纵向力控制 | |
| EP2052966A2 (en) | Rate limited active pilot inceptor system and method | |
| CN109703768B (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
| CN105366036A (zh) | 用于在电传操纵飞行器系统中进行操纵器控制的系统 | |
| US20090014595A1 (en) | Electrical control system for an aircraft steering vane | |
| CN102356024A (zh) | 包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器以及用于影响飞行器的方向稳定性的方法 | |
| CN103869817A (zh) | 一种倾转四旋翼无人机垂直起降控制方法 | |
| CN112182753B (zh) | 一种倾转旋翼直升机操纵解耦设计方法 | |
| CN102411370A (zh) | 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法 | |
| CN106774361A (zh) | 一种基于前馈和反馈复合控制的航母舰载机着舰的舰艉流抑制方法 | |
| CN105857586A (zh) | 用于控制可转向起落架的方法和设备 | |
| CN109460055A (zh) | 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备 | |
| CN110647160A (zh) | 一种用于航空器的飞行控制方法和装置 | |
| Zhang et al. | Aeromechanics of the coaxial compound helicopter | |
| CN102692928B (zh) | 基于飞行器四元数模型的控制器区域设计方法 | |
| US9718537B2 (en) | System and method for piloting an aircraft | |
| Walter et al. | Trim analysis of a classical octocopter after single-rotor failure | |
| Liu et al. | Identification of attitude flight dynamics for an unconventional UAV | |
| CN106777438B (zh) | 直升机典型旋转部件的空间多体运动仿真分析方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Ma Chengjiang Inventor after: Yin Shihui Inventor after: Wan Haiming Inventor after: Sun Qiang Inventor after: Xu Ruihong Inventor after: Liu Wenqi Inventor after: Xu Yumao Inventor before: Ma Chengjiang Inventor before: Yin Shihui Inventor before: Wan Haiming Inventor before: Sun Qiang Inventor before: Xu Ruihong |
|
| CB03 | Change of inventor or designer information |