基于部件级建模的直升机飞行仿真方法.pdf

总 第 期年第 期直 升 机 技 术 .收稿日期:作者简介:张逸舟()男江西余干人硕士学历助理工程师 文章编号:()基于部件级建模的直升机飞行仿真方法张逸舟蔡伟健(中国直升机设计研究所江西 景德镇)摘 要 飞行仿真模型是飞行模拟设备中的重要组成部分 介绍了一种基于部件级建模的直升机飞行仿真方法 模型基于/平台开发适用于直升机飞行气动特性的实时仿真 针对模型的部件级建模架构给出参数调整的方法思路在仿真对象明确的情况下列举部分模块中的可调参数范围 以系统联调过程中出现的陆基自动起飞悬停不稳问题为例阐述参数调整对模型适用性的影响证实模型的有效性关键词 直升机飞行仿真模型部件级参数调整中图分类号:.文献标志码:()./.引言飞行仿真软件是直升机飞行模拟设备的重要部分软件接收操纵量信号和各分系统的模拟指令调用飞行仿真模型对直升机运动状态进行求解 该仿真模型与真机的拟合状态直接影响着飞行模拟设备的逼真程度 是知名的数学建模软件常用于算法开发、数据可视化、数据分析以及数值计算 其中 基于 平台通过可视化的模块 年第 期张逸舟蔡伟健:基于部件级建模的直升机飞行仿真方法构架方法进行动态建模使用方法非常灵活 拥有自主知识产权的 模型则是基于/开发的直升机飞行仿真模型 该模型运用部件级建模思路结合国内外先进直升机建模数学理论和直升机特性成功实现了直升机在不同飞行条件下的精准模拟本文基于 模型展开研究总结归纳了模型参数的调整方法 首先介绍了模型系统框架与配平自测试模块在仿真对象明确的情况下列举了部分可调参数范围给出了模型的参数调整步骤最后结合具体的联调案例阐述参数调整对模型性能和适用性的影响 基于部件级建模的参数调整方法直升机飞行仿真模型是典型的高耦合非线性系统 使用整机测试数据直接进行建模难以顾及各气动部件间的相互作用 对诸如旋翼、尾桨、机身等直升机组成部分单独进行建模可充分考虑部件间的耦合干扰特性便于在客观测试阶段中进行参数适配适用于直升机飞行气动特性实时仿真.飞行仿真模型框架飞行仿真模型运用部件级建模方法简化系统框图如图 所示 模型中各模块计算使用不同坐标系如桨轴坐标系、尾桨坐标系、风轴坐标系等而后将力和力矩统一转化到体轴坐标系中求解整机六自由度输出 各模块之间存在着大量数据交换协同完成直升机在不同飞行条件下的特性模拟输入大气模块操纵模块发动机重尾平尾机身尾桨旋翼重量平衡六自由度模块输出起落架图 部件级飞行仿真模型系统框图.配平模块及模型自测试配平是直升机飞行建模的关键对稳定情况下的机体姿态响应、飞行稳定性求解发挥重要作用 对于某种指定的飞行状态如悬停、定速度平飞、定速率爬升等配平计算稳定后的桨距角和飞行姿态角也将唯一确定 建模初步完成时可通过配平模块测试模型的状态 图 是模型使用配平模块进行自测试后由 绘制的平飞配平结果图60402070605040604020050403020-2-420-240200252015105030 xppc脚蹬控制量/（%）252015105030phi滚转角252015105030theta俯仰角xbpc纵向控制量/（%）xapc横向控制量/（%）xcpc总矩控制量/（%）252015105030psi偏航角252015105030vxb前向速度/（ms-1）252015105030vyb横向速度/（ms-1）252015105030vzb法向速度/（ms-1）252015105030TAS真空速/（kmh-1）252015105030Hr无线电高度252015105030Hp气压高度252015105030Qt主尾反扭矩之和占比252015105030Vclimb地速爬升速度/（ms-1）25201510503025201510503025201510503020-2-420-2-4604020010-1-240.240.039.839.60.50-0.515010050040200图 使用配平模块进行自测试的 结果图例直 升 机 技 术总第 期 图例中可见此模型在稳定平飞速度 /时对应俯仰角约低头 模型使用的配平模块架构如图 所示 模块将预先设置配平目标值计算基准值然后将当前的飞行状态作负反馈计算合理的桨距角输入 使用配平模块进行自测试时若配平结果未能收敛可首先尝试调整控制环中的比例、积分、微分系数而后检查模型架构、模型参数是否有误体轴纵向速度体轴横向速度离地高度偏航角稳定纵向周期变距横向周期变距总距尾桨距俯仰角基准滚转角基准爬升率基准偏航角基准图 模型中配平模块的控制架构.模块参数调整方法在调试过程中需针对具体的任务修改模型参数模型逻辑也应根据情况具体分析 在仿真对象明确后部分参数不建议修改否则会影响模型的真实度 此处以本模型中的旋翼、尾桨、机身三部分气动模块为例进行说明旋翼模块使用叶素理论计算旋翼的气动载荷使用 动态入流理论计算旋翼诱导速度使用桨尖平面的一阶挥舞方程计算旋翼挥舞角 尾桨模块使用简化的线性 模型通过尾桨距大小控制拉力和扭矩 机身模块较为特殊目前关于机身的气动特性尚没有明确的公式进行描述故使用风洞试验数据来构建机身力素系数查表旋翼、尾桨、机身三部分模块的模型参数如表 所示 由于部件级建模过程中简化掉了部分力的影响因素因此可调参数大部分存在于增益系数中需要根据客观测试数据作进一步调整参数调整的过程通常分为三步:)依据结构数据确定模型中的不可修改参数并按照实际情况设计、调整模型的架构)使用配平模块测试模型依次设置悬停、平飞、协调转弯等飞行状态粗略调整参数后配平模型稳定)结合客观测试数据和测试结果对参数进行精细调整使配平或运行时的飞行状态满足实际使用需求表 旋翼、尾桨、机身模块中可调参数范围部件模块不可修改的参数允许修改的参数旋翼桨叶平均弦长单片桨叶挥舞惯量单片桨叶挥舞静矩挥舞铰偏置量挥舞铰刚性系数桨毂中心位置坐标桨尖损失系数桨毂力矩增益系数叶素升力增益系数叶素阻力增益系数尾桨尾桨桨盘半径尾桨桨叶弦长尾桨斜置角度尾桨桨毂中心位置坐标尾桨距拉力系数尾桨前进比拉力系数尾桨距反扭矩系数机身机身气动参考面积机身吹风力素系数查表机身气动参考点坐标角速度阻尼补偿系数机身气动力增益系数 悬停功能调试与结果分析无论是训练人员自主驾驶模拟设备还是使用飞控系统进行全权限控制模型所确定的飞行状态都将影响飞行品质 本节以模拟设备飞行、飞控系统联调遇到的悬停不稳问题为例分析模型参数调整对模型适用性的影响.角速度阻尼补偿系数直升机受扰后产生的阻碍姿态角变化的力矩称为角速度阻尼 该阻尼存在于直升机的横滚、俯仰、偏航通道中但受作用的气动模块各不相同:横滚通道阻尼主要来自旋翼的滞后俯仰通道阻尼主要来自旋翼和平尾航向通道阻尼主要来自尾桨和垂尾由于角速度阻尼计算牵涉较多要素需要在模型中增加对应的阻尼补偿 在本模型中该阻尼补偿使用关于角速度的一阶线性微分方程表示:()式中表示角速度阻尼补偿系数符号为负 表示单通道姿态角 该式是经验公式为了简化参数调整中的坐标系转换计算角速度阻尼补偿设置于和机身力矩相同的部件模块中.悬停不稳问题案例描述陆基自动起飞是飞行控制中的组合指令将飞机从地面垂直抬升至特定高度而后维持悬停 该飞控软件中的控制律使用单通道跟踪控制解耦控制方式能一定程度上简化控制律的设计飞行模型按照.节中的步骤完成了第、步的参数粗调过程联调过程中接通飞控软件执行陆基自动起飞 年第 期张逸舟蔡伟健:基于部件级建模的直升机飞行仿真方法组合指令后飞机试图在定高处悬停但未能成功:如图 所示飞机的横滚角、横向位移量随输入的横向周期变距角变化在基准线附近震荡而纵向通道相对稳定 悬停配平横滚角基准在图()中用水平虚线标出 在该状态下总距和飞行高度可维持相对稳定横向周期变距角横滚角横向位移量151050-5-10-15050100150仿真时间/（s）角度/（）位移/（m）纵向周期变距角俯仰角纵向位移量151050-5-10-15050100150仿真时间/（s）151050-5-10-15角度/（）位移/（m）（a）横向通道控制状态（b）纵向通道控制状态151050-5-10-15图 陆基自动起飞后悬停不稳状态图示 对于该问题的出现可提出三种猜想:)控制律对于横滚角通道负反馈控制增益偏大)模型中横滚角速度阻尼补偿系数设置偏小未能抑制横滚角震荡)模型中横滚角速度阻尼补偿系数设置偏大横向通道收敛时间过长.问题解决方案在明确飞行控制律参数正确无误的前提下猜想 可以不作考虑执行陆基自动起飞到达指定高度后尝试接入姿态保持指令飞机俯仰、横滚角与周期变距角输入如图 所示接入时间在图 中已用垂直虚线标出由试验结果可知控制律对于模型的姿态环控制是准确的说明当前横滚角速度阻尼已足够维持姿态角稳定故排除猜想 横向周期变距角纵向周期变距角横滚角俯仰角86420-2-4050100150角度/（）姿态保持接入仿真时间/（s）图 接入姿态保持后飞控输入与姿态角能保持稳定猜想 表明飞机的横向通道震荡可能是横滚角速度阻尼偏大横滚通道中姿态角跟踪控制滞后于横向位移量变化导致的 降低阻尼补偿系数后再次接入陆基自动起飞横向通道响应曲线如图 所示相关参数如表 所示横向周期变距角横滚角横向位移量010050仿真时间/（s）1050-5-10角度/（）位移/（m）（a）略微降低阻尼补偿系数1050-5-10150200250300350400（b）较大幅降低阻尼补偿系数横向周期变距角横滚角横向位移量010050仿真时间/（s）1050-5-10角度/（）位移/（m）1050-5-10150200250300350400图 降低横滚角速度阻尼补偿系数后的横向通道状态直 升 机 技 术总第 期表 阻尼补偿系数设置与横向通道稳定时间测试结果图例横滚角速度阻尼补偿系数通道稳定时间图()./不稳定图()./约 图()./约 对比图()可看出降低横滚角速度阻尼补偿系数后曲线开始收敛 经多次试验对比模型最终确定了一个较小且更为准确的阻尼补偿系数增大角速度阻尼能增强飞行时的姿态稳定性但若阻尼补偿系数过大也将导致输入对姿态角控制的效果减弱使飞行控制滞后飞行手感变硬 参数修正使得飞行、飞控系统联调中的陆基自动起飞组合动作能够正确响应满足了诸如自主飞行、指令遥调、自动降落等多任务功能的接入条件此例表明:模型的调整应视情况具体分析且需结合测试结果对可调参数作适应性修正 通过在飞行模拟设备上的适配验证证实了 模型在飞行仿真建模中拥有良好的适用性和有效性 结论介绍了一种基于部件级建模的直升机飞行仿真模型 对模型的模块结构、参数调整方法进行了说明 在飞行模拟设备仿真中应首先确定模型中的不可修改参数、模型模块架构而后对可调参数进行适配 经验证该模型适用于自研飞行模拟设备仿真开发效果良好参考文献:帮助文档.蔡伟健.基于 的直升机实时飞行仿真模型开发.科技 视 界 ():.:./.张刘 金光 郑亮亮等.飞行姿态模拟器建模及输入受限混杂控制.光学精密工程():.:./.:.谭剑锋 吴超 王浩文等.旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析.北京航空航天大学学报 ():.:./.陈仁良 高正等.直升机飞行动力学.第二版.北京:科学出版社.薛鹏.无人直升机自动起飞与自动着陆控制技术研究.南京:南京航空航天大学.(上接第 页)研究急需开展有必要形成一套适合于该类产品的人机工效综合评价方法 本研究在模糊综合评价中采用层次分析法确认权重并进行了敏感性分析相比由专家凭经验直接给出的方式可有效降低专家主观判断的人为干扰因素能够相对准确地得出各评价指标的权重避免评判结果的出入具有较强的系统性、逻辑性和实用性 模糊综合评价法与层次分析法相结合的方法在军用直升机战勤席位人机工效综合评价研究中得到了应用效果较好 该评价体系和评价模型的建立符合实际情形有利于试验机的优化改进及新型号的设计决策从而促进军用直升机的高质量发展 模型的建立和求解比较简便有较好的应用前景和推广价值参考文献:刘树立蔡爱华陈竹梅.特种飞机任务系统协同研发能力建设与研究.中国电子科学研究院学报():.周红宇张学敏赵金锴等.基于层次分析法和模糊综合评价法的智能割草机器人设计.包装工程():.付家傲王远达.空投师操纵台人机工效综合评价方法研究.人类工效学():.罗祥振程丽珠魏强.特种飞机舱室布局综合评价研究.中国电子科学研究院学报():.冯纾王军锋支锦亦等.快速捕捉目标情境下人机界面视觉工效评价指标体系研究.包装工程():.魏心源关旭静陈虹印等.多级模糊综合评价分析基层卫生服务中的健康素养环境.中国健康教育():.赵欣叶海军姜治.基于模糊的特种飞机任务系统操作台人机工效综合评价研究.现代电子技术():.