CN116661411A - 一种直升机垂直机动过载保护方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机垂直机动过载保护方法，涉及直升机技术领域，其技术方案要点是：包括过载超前预测模块和总距杆位移增量操纵功效限制模块两个核心模块，所述过载超前预测模块利用舵机输出的总距杆位移速率、垂向过载测量值、飞行高度和飞行速度实现过载的超前预测，再利用过载超前预测值对总距杆位移增量的操纵功效进行限制，进而实现悬停和低速垂直机动飞行过载保护。本方法通过在飞行控制系统中增加过载保护功能来主动地控制直升机在悬停和低速垂直机动飞行中不超过边界，可降低飞行员的工作负荷，更充分发挥直升机的飞行能力，提高飞行安全。
Description
技术领域
本发明涉及直升机技术领域，更具体地说，它涉及一种直升机垂直机动过载保护方法。
背景技术
按照直升机飞行手册的规定操纵直升机，使直升机保持在其飞行包线边界内飞行，是保证直升机飞行安全的基本要求。直升机的飞行包线是指以其飞行速度、飞行高度、机身迎角、侧滑角、法向过载系数、旋翼扭矩和旋翼转速等参数作为界限的封闭几何图形，用以表示直升机的飞行范围和飞行限制条件。具体来说，是由于直升机的剩余功率、结构强度、桨叶失速以及临界马赫数等因素的限制，使得直升机只有在上述的这些飞行包线边界内才能完成正常的飞行。
倘若直升机在飞行时超出了其飞行包线，就容易诱发直升机结构损伤、控制失效、振动水平异常等问题，危及飞行安全。直升机的速度-过载包线也属于其飞行包线中的一种，比如在直升机进行机动飞行时，由于飞行员误操纵，直升机若是超出其速度-过载包线，就容易引起直升机零部件疲劳损伤和结构破坏进而危害飞行安全。早期保证直升机在其速度-过载包线内飞行的任务主要由飞行员承担，这使得飞行员除了飞行操纵，还需持续地监视和判断直升机是否超过其过载边界，导致飞行员工作负荷增加，影响直升机飞行能力发挥。
现有技术中主要有两种方法，一种是采用PI和P反馈控制律进行飞行包线主动保护，代表了主流方法，其缺点是需要垂向过载等飞行状态参数通过传感器测量并参与反馈控制，因此该方法对垂向过载测量信号质量要求高，工程上实施困难，由于过载信号参与反馈控制，存在安全隐患。另一种是采用了机动飞行状态的动态配平算法，建立了迎角、过载系数、旋翼轴扭矩等飞行包线边界参数的准定常动力学方程，并利用大量飞行试验和飞行模拟数据，采用神经网络构建了飞行包线边界参数与慢变飞行状态量和操纵杆量(可通过传感器直接获取)之间的全包线非线性函数关系。由于该模型预测的边界参数可比实际瞬态边界参数超前，可利用其超前预测的边界参数以及神经网络模型的线化逆模型估算距离飞行包线边界相关各通道的操纵余量，根据操纵余量大小来动态的改变操纵杆的杆力梯度和杆力梯度拐点，通过触觉提醒来限制驾驶员的操纵，以避免超过飞行边界。这种方法的实施主要有两个缺点：a)过载等飞行参数的超前预测和操纵杆位移逆解，需要采用经过大量飞行试验数据训练的神经网络模型，而直升机全包线内的数据样本获取困难，同时神经网络的向外拓延性和可解释性差，难以工程应用；b)必须采用主动侧杆实施操纵杆力梯度的动态调整，对于常规中置杆和被动侧杆不适用。
发明内容
本发明的目的是提供一种直升机垂直机动过载保护方法，利用垂向过载的测量信号作为参考基准值，建立了基于总距操纵导数(操纵功效)的过载超前预测算法，实现了对直升机在悬停及小速度范围内垂直机动过载的超前估计，并通过对总距杆位移增量操纵功效进行超前限制的方式，实现了垂向过载的保护，能主动地控制直升机在悬停和低速垂直机动飞行中不超过边界，可降低飞行员的工作负荷，更充分发挥直升机的飞行能力，提高飞行安全。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种直升机垂直机动过载保护方法，包括过载超前预测模块和总距杆位移增量操纵功效限制模块两个核心模块，所述过载超前预测模块利用舵机输出的总距杆位移速率、垂向过载测量值、飞行高度和飞行速度实现过载的超前预测，再利用过载超前预测值对总距杆位移增量的操纵功效进行限制，进而实现悬停和低速垂直机动过载保护。
本发明进一步设置为：所述过载超前预测模块的具体算法是根据舵机给出的总距杆位移速率以及直升机总距操纵导数来实现的，其具体实现过程如下：
(1)根据当前飞行高度和速度，通过总距操纵导数变化表(通过地面试验或飞行试验提前获取)进行插值运算获得当前总距操纵导数；
(2)根据此时舵机的总距杆位移速率信号，估算出Δt时间后能产生的总距杆位移增量，总距杆位移增量如下所示：
Δδcol≈vcol·Δt
其中，Δδcol为总距杆位移增量，vcol为当前时刻舵机给出的总距杆位移速率，Δt为预测时间间隔；
(3)利用该总距杆位移增量和当前总距操纵导数，得到Δt时间后的垂向加速度，再将其转化为垂向过载，Δt时间内的过载增量可以近似表示为：
其中，为总距杆位移对垂向力的操纵导数，/>为总距杆位移对垂向加速度的操纵导数(总距操纵导数)，/>为垂向加速度增量，Δnz为超前预测的过载增量；
(4)超前预测的过载增量Δnz加上此时的过载测量值就是最终所求的过载超前预测值，过载超前预测值如下所示：
nzpre＝Δnz+nzcur
其中，nzpre为过载超前预测值，nzcur为当前时刻的过载测量值。
δcolllim＝Collceff·Δδcoll
其中，δcolllim为总距杆位移限制量。
本发明进一步设置为：所述总距杆位移增量操纵功效限制模块的控制结构中包括总距杆位移增量计算模块、操纵功效限制系数判断模块、总距杆位移限制量计算模块、总距杆位移上升信号判断模块和软化退出模块。
本发明进一步设置为：操纵功效限制系数判断模块中的基本工作逻辑如下所示：
根据操纵功效限制系数的判断逻辑，可得到当前状态下的总距杆操纵功效限制系数Collceff。
本发明进一步设置为：总距杆位移增量计算模块中的基本工作逻辑如下所示：
其中，δcoll1为过载超前预测值大于载限制值时刻的总距杆位移，δcoll2为该时刻后实际的总距杆位移。根据总距杆位移增量的计算逻辑，可得到当前状态下的总距杆位移增量Δδcoll。
本发明进一步设置为：所述总距杆位移限制量计算模块中的基本工作逻辑如下所示：
δcolllim＝Collceff·Δδcoll
其中，δcolllim为总距杆位移限制量(未经软化退出)。
本发明进一步设置为：所述总距杆位移上升信号判断模块中的基本工作逻辑：当总距杆位移增加时，总距杆位移上升信号Risecol＝1；除此之外，总距杆位移上升信号Risecol均为零。
本发明进一步设置为：软化退出模块中的基本工作逻辑如下所示：
根据总距杆位移增量操纵功效限制退出逻辑，可判断当前状态下总距杆位移增量操纵功效限制控制结构是继续限制还是延缓退出。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
1、垂向过载测量信号只作为超前预测的参考基准值，对测量信号质量要求低，工程上容易满足；
2、只采用总距操纵导数和总距杆位移速率实现过载增量的超前预测，算法简单，不需要类似神经网络等复杂的超前预测模型，并且总距操纵导数可通过风洞试验或飞行试验准确测量，算法外延性和可解释性强，更便于工程应用；
3、对操纵杆类型无限制，对电传飞控垂向通道的所有响应类型均适用。
附图说明
图1是本发明总距杆位移指令的示意图；
图2是本发明过载超前预测算法的预测仿真试验结果的示意图；
图3是本发明悬停状态下垂向DC响应类型总距杆方波操纵响应图；
图4是本发明操纵导数的偏差对过载保护效果的影响的示意图。
具体实施方式
以下结合附图1-4对本发明作进一步详细说明。
实施例：一种直升机垂直机动过载保护方法，对基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法进行仿真验证时，采用了非线性的直升机飞行动力学模型和基于显模型跟踪控制律的基本飞行控制系统模型。
过载超前预测算法的仿真分析：
飞行状态：悬停状态
垂向响应类型：总距杆直接操纵(Direct Command,DC)响应类型
操纵：总距杆快速大幅方波操纵
测试：过载超前预测算法的预测效果
总距杆位移指令如图1所示，预测仿真试验结果如图2所示。
从图2中可以看出，采用不同的预测时间间隔Δt，过载超前预测值nzpre也会不同。在操纵刚开始后的一段时间内，过载超前预测值一直保持在1。随后，过载超前预测值会由1开始增加，逐步地逼近实际过载测量值，预测时间间隔越小，这种逼近开始的越早。在剩余的提总距时间内，采用不同预测时间间隔所预测出的过载超前预测值与实际过载测量值都比较接近，过载超前预测值一直在实际过载测量值附近小幅波动。并且预测时间间隔越小，过载超前预测值与实际过载测量值之间的偏差也越小。不过还需要注意一点，预测时间间隔不宜选的太小，如果预测时间间隔太小，意味着留给控制系统的反应时间同样很小，即使过载的超前预测效果非常好，在此基础上的后续保护方法的过载保护效果也会很差。综合考虑上述仿真分析，预测时间间隔Δt取值应在0.07s左右。
垂直机动过载保护方法的仿真分析：
飞行状态：悬停状态
垂向响应类型：垂向DC响应类型
操纵：上述总距杆快速大幅方波操纵
测试：垂直机动过载保护方法的过载保护效果
该方法中主要控制参数的取值如表1所示：
表1
假设过载限制值为1.7，悬停状态下垂向DC响应类型时总距杆快速大幅方波操纵的操纵响应结果如图3所示。
从图3中可以看出，当直升机处于悬停状态下不同高度时，同样的操纵会产生不一样大的过载，高度越低，垂向过载越大。垂向过载均被限制在过载限制值1.7以下，表明基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法可以有效地保护不同高度下直升机垂直机动飞行时的垂向过载，防止其超过过载限制值。并且有过载限制时的垂向速度响应和无过载限制时的相比来说下降不大，有过载限制时的垂向速度响应峰值都保持在无过载限制时垂向速度响应峰值的90％以上。
本过载保护方法对总距操纵导数偏差的鲁棒性分析：
在工程上，直升机的总距操纵导数一般都是由试飞试验或风洞试验获得；本发明中仿真试验时所采用的总距操纵导数是通过直升机非线性飞行动力学模型配平线化而得到的。这种通过试验或数学模型线化所得到的总距操纵导数和直升机真实的总距操纵导数之间肯定会存在偏差，如果想在工程上应用基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法，就要考虑方法中所采用的直升机总距操纵导数是否准确的问题。因此，接下来主要针对总距操纵导数偏差对过载保护效果的影响进行仿真分析。
将通过直升机非线性飞行动力学模型配平线化所得到的总距操纵导数视为总距操纵导数的真值，调整保护方法中所采用总距操纵导数的大小，经过大量的仿真试验可以得到，总距操纵导数偏差在一个什么样的范围内，基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法仍能拥有良好的过载保护效果。
飞行状态：悬停状态
垂向响应类型：垂向DC响应类型
操纵：上述总距杆快速大幅方波操纵
测试：总距操纵导数偏差对过载保护效果的影响
假设过载限制值为1.7，仿真试验结果如图4所示。
根据图4中的仿真试验结果可以得出，若想应用基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法将直升机的实际过载限制在过载限制值1.7附近，并且其限制偏差不超过5％，那么方法中所采用总距操纵导数的偏差就不能超过56.8％。
综上，基于过载超前预测的直升机垂直机动过载保护方法可以有效地解决直升机垂直机动飞行中飞行员主动操纵所带来的过载超限问题，而且该保护方法对于直升机垂向速度响应的影响并不大。并且，该方法对于不同高度下的直升机垂向过载超限问题均可有效解决。此外，还面向工程应用，给出了该方法中所用总距操纵导数的偏差允许范围。
工作原理：本发明的方法中包括过载超前预测模块和总距杆位移增量操纵功效限制模块两个核心模块，所述过载超前预测模块利用舵机输出的总距杆位移速率、垂向过载测量值、飞行高度和飞行速度实现过载的超前预测，再利用过载超前预测值对总距杆位移增量的操纵功效进行限制，进而实现过载保护。
所述过载超前预测模块的具体算法是根据舵机给出的总距杆位移速率以及直升机总距操纵导数来实现的，其具体实现过程如下：
(1)根据当前飞行高度和速度，通过总距操纵导数变化表(通过地面试验或飞行试验提前获取)进行插值运算获得当前总距操纵导数；
(2)根据此时舵机的总距杆位移速率信号，估算出Δt时间后能产生的总距杆位移增量，总距杆位移增量如下所示：
Δδcol≈vcol·Δt
其中，Δδcol为总距杆位移增量，vcol为当前时刻舵机给出的总距杆位移速率，Δt为预测时间间隔；
(3)利用该总距杆位移增量和当前总距操纵导数，得到Δt时间后的垂向加速度，再将其转化为垂向过载，Δt时间内的过载增量可以近似表示为：
其中，为总距杆位移对垂向力的操纵导数，/>为总距杆位移对垂向加速度的操纵导数(总距操纵导数)，/>为垂向加速度增量，Δnz为超前预测的过载增量；
(4)超前预测的过载增量Δnz加上此时的过载测量值就是最终所求的过载超前预测值，过载超前预测值如下所示：
nzpre＝Δnz+nzcur
其中，nzpre为过载超前预测值，nzcur为当前时刻的过载测量值。
δcolllim＝Collceff·Δδcoll
其中，δcolllim为总距杆位移限制量。
所述总距杆位移增量操纵功效限制模块的控制结构中包括总距杆位移增量计算模块、操纵功效限制系数判断模块、总距杆位移限制量计算模块、总距杆位移上升信号判断模块和软化退出模块。
操纵功效限制系数判断模块中的基本工作逻辑如下所示：
根据操纵功效限制系数的判断逻辑，可得到当前状态下的总距杆操纵功效限制系数Collceff。
总距杆位移增量计算模块中的基本工作逻辑如下所示：
其中，δcoll1为过载超前预测值大于载限制值时刻的总距杆位移，δcoll2为该时刻后实际的总距杆位移。根据总距杆位移增量的计算逻辑，可得到当前状态下的总距杆位移增量Δδcoll。
所述总距杆位移限制量计算模块中的基本工作逻辑如下所示：
δcolllim＝Collceff·Δδcoll
其中，δcolllim为总距杆位移限制量(未经软化退出)。
所述总距杆位移上升信号判断模块中的基本工作逻辑：当总距杆位移增加时，总距杆位移上升信号Risecol＝1；除此之外，总距杆位移上升信号Risecol均为零。
软化退出模块中的基本工作逻辑如下所示：
根据总距杆位移增量操纵功效限制退出逻辑，可判断当前状态下总距杆位移增量操纵功效限制控制结构是继续限制还是延缓退出。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
Claims (8)
1.一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：包括过载超前预测模块和总距杆位移增量操纵功效限制模块两个核心模块，所述过载超前预测模块利用舵机输出的总距杆位移速率、垂向过载测量值、飞行高度和飞行速度实现过载的超前预测，再利用过载超前预测值对总距杆位移增量的操纵功效进行限制，进而实现悬停和低速垂直机动飞行过载保护。
2.根据权利要求1所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述过载超前预测模块的具体算法是根据舵机给出的总距杆位移速率以及直升机总距操纵导数来实现的，其具体实现过程如下：
(1)根据当前飞行高度和速度，通过总距操纵导数变化表(通过地面试验或飞行试验提前获取)进行插值运算获得当前总距操纵导数；
(2)根据此时舵机的总距杆位移速率信号，估算出Δt时间后能产生的总距杆位移增量，总距杆位移增量如下所示：
Δδcol≈vcol·Δt
其中，Δδcol为总距杆位移增量，vcol为当前时刻舵机给出的总距杆位移速率，Δt为预测时间间隔；
(3)利用该总距杆位移增量和当前总距操纵导数，得到Δt时间后的垂向加速度，再将其转化为垂向过载，Δt时间内的过载增量可以近似表示为：
其中，为总距杆位移对垂向力的操纵导数，/>为总距杆位移对垂向加速度的操纵导数(总距操纵导数)，/>为垂向加速度增量，Δnz为超前预测的过载增量；
(4)超前预测的过载增量Δnz加上此时的过载测量值就是最终所求的过载超前预测值，过载超前预测值如下所示：
nzpre＝Δnz+nzcur
其中，nzpre为过载超前预测值，nzcur为当前时刻的过载测量值。
3.根据权利要求1所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述总距杆位移增量操纵功效限制模块的控制结构中包括总距杆位移增量计算模块、操纵功效限制系数判断模块、总距杆位移限制量计算模块、总距杆位移上升信号判断模块和软化退出模块。
4.根据权利要求3所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述操纵功效限制系数判断模块用于得到当下状态下的总距杆操纵功效限制系数Collceff。
5.根据权利要求3所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述总距杆位移增量计算模块用于得到当前状态下的总距杆位移增量Δδcoll。
6.根据权利要求3所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述总距杆位移限制量计算模块中的基本工作逻辑如下所示：
δcolllim＝Collceff·Δδcoll
其中，δcolllim为总距杆位移限制量。
7.根据权利要求3所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述总距杆位移上升信号判断模块中的基本工作逻辑：当总距杆位移增加时，总距杆位移上升信号Risecol＝1；除此之外，总距杆位移上升信号Risecol均为零。
8.根据权利要求3所述的一种直升机垂直机动过载保护方法，其特征是：所述软化退出模块用于判断当前状态下总距杆位移增量操纵功效限制控制结构是继续限制还是延缓退出。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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