CN106874617A - 一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，解决当前直升机机动飞行品质设计过程中，基于数值模拟方法进行机动飞行品质等级评估的技术难题，建立一套高效的且具有统一形式的机动科目数学描述方法以及驾驶员操纵量求解方法，并在此基础上实现直升机机动飞行品质的数值评估。本发明基于固定的机动科目数学描述参数向量建立了统一的机动科目数学描述形式，克服了传统方法依赖固定飞行轨迹的缺陷，实现了各类型机动科目的数学描述。基于反馈控制理论建立了高效的驾驶员操纵量求解方法，无需进行数值优化，大大提高了求解过程的效率和数值稳定性。

Description

一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法

技术领域：

本发明属于直升机飞行动力学与飞行控制技术领域，具体涉及一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，可直接应用于直升机机动飞行品质的评估与设计。

背景技术：

直升机具有悬停、垂直起降和低速机动能力，成为不可或缺的重要飞行器。然而，直升机固有的强耦合和不稳定性也导致了直升机飞行品质较差，操纵困难。这些特性在机动飞行过程中尤为明显，从而限制了直升机的机动飞行能力，不利于完成各项复杂飞行任务。为了解决这个问题，势必要对直升机的机动飞行品质进行优化设计。在机动飞行品质设计的过程中，必须要对所设计的机动飞行品质等级进行评估。进行机动飞行品质等级的评估有两种手段，飞行试验和数值模拟。飞行试验能够对当前试验样机的机动飞行品质等级进行评估，然而在设计过程中需要反复改变设计参数，包括直升机的设计参数和飞行控制系统的参数，甚至需要进行数值优化，这样单靠一架试验样机是无法完成机动飞行品质的设计任务。所以，飞行试验适合于检验最终设计结果是否达到预期目标，而不适用于在机动飞行品质设计过程中进行品质等级评估，从而数值模拟方法是直升机机动飞行品质设计过程中进行直升机机动飞行品质等级评估的最有效手段。

基于数值模拟的手段进行直升机机动飞行品质等级的评估需要采用一定的数学手段将机动飞行科目表示为数学函数，在此基础上进行驾驶员操纵时间历程的求解，然后根据直升机的飞行过程特性包括轨迹、姿态、速度等，基于飞行品质规范判定直升机在相应机动科目下的飞行品质等级。可以看出，其中涉及的关键技术主要是机动科目的数学描述以及驾驶员操纵时间历程的求解方法。

目前，直升机机动飞行的数值模拟主要有两类方法，一种是基于数值优化的逆解技术，另一种是基于自动控制理论的直接解算技术。其中，绝大多数已公布的机动飞行数值模拟方法是基于第一种技术，第二种技术还处于起步阶段。逆解技术对机动科目的数学描述主要是通过将飞行轨迹以分段函数的形式进行表示，而驾驶员操纵量的求解则通过数值优化方法实现。虽然这种技术已成功应用于直升机机动飞行特性分析，但其缺点还是很明显的。首先，在当前直升机领域最先进的飞行品质规范ADS-33E-PRF中定义了23种机动飞行科目，其中大部分科目除了有飞行轨迹要求，还有飞行速度、姿态的变化要求，此外还有近一半的机动科目并没有固定的飞行轨迹。所以，这种技术的数学描述方法并不能实现所有机动科目的数值模拟。其次，基于数值优化的驾驶员操纵量求解不仅效率低下，而且还存在数值计算不稳定问题，有可能得不到最后的优化计算结果。对于第二种技术，目前虽有初步应用，但仅仅局限于个别简单机动科目，而且还没有具有统一形式的数学描述方法和驾驶员操纵量求解方法。此外，从国内外发表的文献来看，目前无论是第一种技术还是第二种技术，都只能解决开环模型的机动飞行数值模拟，无法考虑飞行控制系统的影响，这就直接造成数值模拟结果与实际试飞存在一定差异。

发明内容：

本发明的目的是为了解决当前直升机机动飞行品质设计过程中，基于数值模拟方法进行机动飞行品质等级评估的技术难题，建立一套高效的且具有统一形式的机动科目数学描述方法以及驾驶员操纵量求解方法，并在此基础上实现直升机机动飞行品质的数值评估。同时，本发明还将解决现有技术无法在直升机机动飞行数值求解中考虑飞行控制系统影响的缺陷。

本发明采用如下技术方案：一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，包括如下步骤：

第一步，针对对象直升机进行飞行动力学模型初始化，通过读取模型参数文件完成非线性飞行动力学模型的加载，得到非线性飞行动力学模型；

第二步，根据选取的需要评估品质等级机动飞行科目，以该机动飞行科目的初始飞行状态对直升机的非线性飞行动力学模型进行配平计算。

第三步，以第二步得到的配平状态为基准，进行非线性飞行动力学模型的线化，得到基于状态空间方程描述的线性飞行动力学模型；

第四步，针对选取的机动飞行科目，按照飞行品质规范对该科目的执行过程描述，将飞行轨迹、飞行速度、加速度、飞行姿态角、角速度的状态量要求通过数学函数转换为机动科目数学描述向量中的各个元素。

第五步，基于二次型最优调节器理论，以第三步得到的线性飞行动力学模型为控制对象，计算反馈控制系数矩阵，根据飞行控制系统接通或断开，在计算过程中对飞行控制系统加以考虑或忽略，采用4阶龙格-库塔法，实时求解包含基于反馈控制理论的驾驶员操作量计算模块的闭环非线性飞行动力学模型，同时得到驾驶员的操纵时间历程和直升机的状态响应时间历程。

第六步，根据第五步求解得到的直升机状态响应历程和驾驶员操纵时间历程，结合飞行品质规范的等级要求，评估直升机在该机动飞行科目的品质等级。

本发明具有如下有益效果：

1)基于固定的机动科目数学描述参数向量建立了统一的机动科目数学描述形式，克服了传统方法依赖固定飞行轨迹的缺陷，实现了各类型机动科目的数学描述；

2)基于反馈控制理论建立了高效的驾驶员操纵量求解方法，无需进行数值优化，大大提高了求解过程的效率和数值稳定性；

3)考虑了实际飞行控制系统对机动飞行数值模拟的影响，提高了机动飞行品质等级评估结果的置信度。

附图说明：

图1是本发明的机动飞行品质评估方法实施流程。

图2是实施例中利用本发明方法求解得到的向心回转机动科目驾驶员操纵时间历程。

图3是实施例中本发明数值模拟得到的UH-60直升机向心回转科目飞行轨迹。

图4是实施例中本发明数值模拟得到的UH-60直升机向心回转科目高度变化时间历程。

图5是实施例中本发明数值模拟得到的UH-60直升机向心回转科目姿态角时间历程。

具体实施方式：

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。

本发明公开一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，流程如图1所示，具体包括以下几个步骤：

第一步，针对对象直升机进行飞行动力学模型初始化，即通过读取模型参数文件完成非线性飞行动力学模型的加载，最后得到如式(1)所示的非线性飞行动力学模型。其中，y为直升机状态向量，包括机体状态、旋翼状态、尾迹状态以及发动机状态，u为直升机操纵向量，包括总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵以及尾桨总距操纵，t为时间变量，f(·)为非线性函数。

第二步，根据从飞行品质规范ADS-33E-PRF中选取的机动科目，进行飞行动力学模型的配平计算。即已机动科目的初始状态作为配平状态点，然后令式(1)等号左侧的导数项为0，得到非线性代数方程，利用Newton法求解这个方程即完成配平，最后得到式(2)所示的配平结果。式(2)所示配平结果向量的6个元素自左向右依次为总距配平量、纵向周期变距配平量、横向周期变距配平量、尾桨总距配平量、滚转角配平量以及俯仰角配平量。

第三步，以第二步的配平状态为基准状态，对式(1)所示的非线性飞行动力学模型在该基准状态下进行线化，利用标准的数值差分算法—理查德森外推法即可实现线化过程，最后得到如式(3)所示的线化飞行动力学模型。其中，为直升机状态向量，9个状态依次为体轴系下x，y和z轴的速度，滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度、滚转角、俯仰角和偏航角。U＝[δ_col,δ_long,δ_lat,δ_ped]^T为直升机操纵向量，四个操纵依次为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵以及尾桨总距操纵。A和B分别为稳定性矩阵和操纵矩阵。

第四步，对选定的机动科目进行数学描述。首先按照飞行品质规范ADS-33E-PRF对相应机动科目的定义，将完成科目的过程分解为轨迹要求、速度要求、姿态要求、角速度要求和过载要求几类，然后通过式(4)所示的转换方程将所有这些要求变换为统一的数学描述参数向量，完成机动科目的数学描述。其中，Des为数学描述参数向量，其中的8个描述参数自左向右依次代表高度描述参数、高度变化率描述参数、俯仰角速度描述参数、俯仰角速度描述参数、滚转角速度描述参数、滚转角描述参数、偏航角速度描述参数以及偏航角描述参数。g(·)为非线性转换函数，其具体形式根据具体机动科目而定，K_d为函数参数，x_d为直升机状态响应需求向量，根据机动科目过程分解后得到的各种状态响应要求而定。该函数的一个具体建立过程将在实施例中给出。

第五步，根据第三步得到的线性飞行动力学模型，计算驾驶员操纵量求解模块中需要用到的反馈系数矩阵K_p，如式(5)所示。为了考虑飞行控制系统的影响，在计算反馈系数矩阵之前，首先确定飞行控制系统的反馈系数矩阵K_f，该系数矩阵的取值由直升机飞行控制设计部门提供。其次，根据二次型最优调节器理论，结合式(3)与飞行控制系统反馈矩阵K_f建立如式(6)所示的Riccati方程，其中R和Q为两个正定对称加权矩阵。利用标准的Riccati方程求解算法求解式(6)可以得到方程的解矩阵P。接着根据式(7)计算得到K^*，该矩阵与K_p具有完全相同的维数。最后，将K_p中的非零元素取K^*中相同位置的元素值即完成反馈系数矩阵的计算。如果希望断开飞行控制系统进行机动科目数值模拟，只需要令K_f为零矩阵即可。

K^*＝-R^-1B^TP (7)

第六步，建立驾驶员操纵量计算模块，并完成机动科目数值模拟与飞行品质等级评估。首先，建立如式(8)所示的驾驶员操纵量计算公式。其中，u_p为驾驶员操纵输入，x_p为直升机状态响应向量，其元素构成与式(4)中的Des向量完全一致，只不过该向量中的元素取值为直升机实际响应，而Des向量中的元素取值由数学描述函数计算得到。为增稳向量，其元素与x_p中相同元素的含义一致，为解耦向量。三个反馈系数矩阵中，K_p由第五步的计算确定，K_I与K_c根据不同直升机设为定值，例如对UH-60直升机，K_I与K_c可取为如式(9)和式(10)的常系数矩阵。

u_p＝K_p(x_p-Des)+K_Ix_I+K_cx_c (8)

u_f＝K_fX (11)

其次，进行机动科目数值模拟。设置式(1)所示非线性飞行动力学模型的求解步长为0.01秒，利用式(11)进行反馈飞行控制系统的解算频率为50Hz，式(8)的计算频率为1Hz。基于这些设定的数值模拟迭代计算步骤如下：

1)以配平状态为初始状态，得到y₀,u₀，取设置时间变量t＝0；

2)利用龙格-库塔法求解一步式(1)所示的非线性微分方程，得到y_t，令t＝t+0.1；

3)取X为y_t中相应的元素值，如果t等于0.02秒的整数倍，则利用式(11)计算得到飞行控制系统输出否则

4)如果t等于1秒的整数倍，利用式(8)计算否则

5)令返回步骤2)。

实施例

在本实施例中，将本发明的直升机机动飞行品质等级评估方法应用于评估UH-60直升机向心回转机动飞行科目的品质等级。向心回转机动科目是飞行品质规范ADS-33E-PRF中定义的一种中等迅猛程度高精度要求的机动科目。其初始飞行条件为悬停状态，因此，首先在悬停状态对UH-60直升机进行配平计算，得到悬停状态的配平结果如式(12)所示。

Trim＝[58.49％,51.99％,53.73％,16.79％,-2.14,1.97]^T (12)

接着以式(12)的求解结果为基准状态，对非线性飞行动力学模型进行线化得到式(3)所示的状态空间线性飞行动力学模型。然后对向心回转机动科目的实施过程和飞行品质规范定义的指标要求进行分析。ADS-33E-PRF中对于向心回转科目的主要指标要求如表1所示。

表1向心回转科目性能指标要求

根据飞行品质规范对向心回转的科目说明，分析得到该机动科目的执行过程包含了高度保持要求、轨迹要求、航向姿态要求以及横向速度要求，从而可以基于这些要求得到数学描述函数，具体如式(13)所示，式中元素下标com表示指令值。

其中，高度、高度变化率、俯仰角速度和滚转角速度描述参数可以直接给定指令值，纵向速度和纵向位移都与俯仰角有关，因此俯仰角描述参数根据纵向速度和纵向位移偏差确定，该科目执行过程要求保持一个横向速度，而横向速度主要由滚转角控制，所以滚转角描述参数由横向速度偏差确定。该科目在横向移动中需要进行偏航，以保持机体始终指向回转中心，所以偏航角速度根据当前横向速度确定，航向角则根据几何关系由直升机当前平面坐标和回转中心坐标的相对位置确定。式(13)中涉及三个可调参数，即和其大小主要决定了操纵的迅猛程度。本实施例中，根据UH-60直升机的动力学特性，结合该科目等级1的指标要求，设置式(13)的参数取值如下。H_com＝30米，q_com＝p_com＝0度/秒，R_com＝30米，v_com＝5米/秒，

接着根据线化模型的稳定性矩阵A以及操纵矩阵B计算反馈控制矩阵K_p，然后便可以进行机动科目的数值模拟。得到了驾驶员操纵时间历程如图2所示，直升机的状态响应时间历程分别如图3—图5所示。可以看出，数值模拟得到的驾驶员操纵过程工作负荷较低，符合实际要求。从状态响应的各个时间历程曲线并结合表1可以看出，UH-60直升机向心回转机动科目的飞行品质等级达到等级1，这与国外报告中得实际评估结果一致，说明本发明的机动飞行品质等级评估方法是可靠的，同时也是高效的。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：包括如下步骤

第一步，针对对象直升机进行飞行动力学模型初始化，通过读取模型参数文件完成非线性飞行动力学模型的加载，得到非线性飞行动力学模型；

第二步，根据选取的需要评估品质等级的机动飞行科目，以该机动飞行科目的初始飞行状态对直升机的非线性飞行动力学模型进行配平计算；

第三步，以第二步得到的配平状态为基准，进行非线性飞行动力学模型的线化，得到基于状态空间方程描述的线性飞行动力学模型；

第四步，针对选取的机动飞行科目，按照飞行品质规范对该科目的执行过程描述，将飞行轨迹、飞行速度、加速度、飞行姿态角、角速度的状态量要求通过数学函数转换为机动科目数学描述向量中的各个元素；

第五步，基于二次型最优调节器理论，以第三步得到的线性飞行动力学模型为控制对象，计算反馈控制系数矩阵，根据飞行控制系统接通或断开，在计算过程中对飞行控制系统加以考虑或忽略，采用4阶龙格-库塔法，实时求解包含基于反馈控制理论的驾驶员操作量计算模块的闭环非线性飞行动力学模型，同时得到驾驶员的操纵时间历程和直升机的状态响应时间历程；

第六步，根据第五步求解得到的直升机状态响应历程和驾驶员操纵时间历程，结合飞行品质规范的等级要求，评估直升机在该机动飞行科目的品质等级。

2.如权利要求1所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第一步中非线性飞行动力学模型如下式(1)

$\stackrel{\·}{y}=f(y,u,t)---\left(1\right)$

其中：y为直升机状态向量，包括机体状态、旋翼状态、尾迹状态以及发动机状态，u为直升机操纵向量，包括总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵以及尾迹总距操纵，t为时间变量，f(·)为非线性函数。

3.如权利要求2所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第二步中，已机动科目的初始状态作为配平状态点，然后令式(1)等号左侧的导数项为0，得到非线性代数方程，利用Newton法求解这个方程即完成配平，最后得到式(2)所示的配平结果，式(2)所示配平结果向量的6个元素自左向右依次为总距配平量、纵向周期变距配平量、横向周期变距配平量、尾桨总距配平量、滚转角配平量以及俯仰角配平量

4.如权利要求3所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第三步中，以第二步的配平状态为基准状态，对式(1)所示的非线性飞行动力学模型在该基准状态下进行线化，利用标准的数值差分算法—理查德森外推法实现线化过程，最后得到如式(3)所示的线化飞行动力学模型

$\stackrel{\·}{X}=AX+BU---\left(3\right)$

其中，为直升机状态向量，9个状态依次为体轴系下x，y和z轴的速度，滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度、滚转角、俯仰角和偏航角，U＝[δ_col,δ_long,δ_lat,δ_ped]^T为直升机操纵向量，四个操纵依次为总距操纵、纵向周期变距操纵、横向周期变距操纵以及尾桨总距操纵，A和B分别为稳定性矩阵和操纵矩阵。

5.如权利要求4所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第四步中，首先将完成科目的过程分解为轨迹要求、速度要求、姿态要求、角速度要求和过载要求几类，然后通过式(4)所示的转换方程将所有这些要求变换为统一的数学描述参数向量，完成机动科目的数学描述

其中，Des为数学描述参数向量，其中的8个描述参数自左向右依次代表高度描述参数、高度变化率描述参数、俯仰角速度描述参数、俯仰角速度描述参数、滚转角速度描述参数、滚转角描述参数、偏航角速度描述参数以及偏航角描述参数，g(·)为非线性转换函数，K_d为函数参数，x_d为直升机状态响应需求向量。

6.如权利要求5所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第五步中，根据第三步得到的线性飞行动力学模型，计算驾驶员操纵量求解模块中需要用到的反馈系数矩阵K_p，如式(5)所示，在计算反馈系数矩阵之前，首先确定飞行控制系统的反馈系数矩阵K_f，其次，根据二次型最优调节器理论，结合式(3)与飞行控制系统反馈矩阵K_f建立如式(6)所示的Riccati方程，其中R和Q为两个正定对称加权矩阵，利用标准的Riccati方程求解算法求解式(6)可以得到方程的解矩阵P，接着根据式(7)计算得到K^*，该矩阵与K_p具有完全相同的维数，最后，将K_p中的非零元素取K^*中相同位置的元素值即完成反馈系数矩阵的计算

$P(A+{\mathrm{BK}}_f)+(A^T+K_f^T{B}^T)P-{\mathrm{PBR}}^{-1}{B}^{T}P+Q=0---\left(6\right)$

K^*＝-R^-1B^TP (7)。

7.如权利要求6所述的高效的直升机机动飞行品质等级评估方法，其特征在于：第六步中，首先，建立如式(8)所示的驾驶员操纵量计算公式，其中，u_p为驾驶员操纵输入，x_p为直升机状态响应向量，其元素构成与式(4)中的Des向量完全一致，为增稳向量，其元素与x_p中相同元素的含义一致，为解耦向量，三个反馈系数矩阵中，K_p由第五步的计算确定，K_I与K_c根据不同直升机设为定值，K_I与K_c可取为如式(9)和式(10)的常系数矩阵

u_p＝K_p(x_p-Des)+K_Ix_I+K_cx_c (8)

$K_I=\left[\begin{array}{ccc}0.05& 0& 0\\ 0& 0& 0\\ 0& 0.05& 0\\ 0& 0& 0.05\end{array}\right]---\left(9\right)$

$K_c=\left[\begin{array}{cc}0.02& 0\\ 0& 0\\ 0& 0\\ 0& 0.01\end{array}\right]---\left(10\right)$

u_f＝K_fX (11)

其次，进行机动科目数值模拟，设置式(1)所示非线性飞行动力学模型的求解步长为0.01秒，利用式(11)进行反馈飞行控制系统的解算频率为50Hz，式(8)的计算频率为1Hz。