黃河科技學院 李 慧 王 飛

北京航空航天大學航空科學與工程學院 賀天鵬

無人直升機不需要跑道，機場適應性較強，在飛行中機動靈活，生存力較強[1]。其飛行能力是其他一些飛行器不具備的，它可以執(zhí)行許多有人駕駛直升機無法完成的任務，既能作為實時情報采集、監(jiān)視、偵察、通信中繼、目標截獲及戰(zhàn)場管理等軍事應用的平臺，又可用于民用的電力巡線與架線、地圖測繪、交通監(jiān)控、森林防火、地震災情探測等事務。因此，國內(nèi)外近些年都加快了無人直升機的發(fā)展速度。

無人駕駛直升機的性能在很大程度上取決于它的飛行控制系統(tǒng)設計，這些性能包括各種飛行性能（起飛著陸性能、作業(yè)飛行性能）、飛行安全可靠性、飛行可監(jiān)控性、系統(tǒng)可操縱性和可維護性，以及人機接口任務設置的友好性等[2]。從無人直升機執(zhí)行的任務來看，將其保持在給定高度上飛行是非常必要的。因此，用于無人直升機的飛行控制系統(tǒng)一般具有高度保持通道，用于控制、穩(wěn)定直升機的飛行高度。

本文在常規(guī)直升機[3]與其他飛行器飛行高度控制穩(wěn)定方法[4-6]的基礎上，針對共軸式無人直升機高度控制穩(wěn)定的特殊性，設計了一種共軸式無人直升機的高度保持系統(tǒng)，它使該共軸式無人直升機在自主穩(wěn)高模態(tài)飛行時能自動到達并穩(wěn)定在給定的飛行高度，系統(tǒng)設計中考慮了多方面因素：（1）設計了低高度信號產(chǎn)生電路，它使系統(tǒng)可以在無線電高度參數(shù)和氣壓高度參數(shù)之間根據(jù)需要自動進行切換，并將切換高度設置成兩個，可以減少由于氣動干擾或地形高低的變化所引起的系統(tǒng)在兩種高度參數(shù)之間的頻繁切換。同時，當無線電高度表損壞時可以自動切換到采用氣壓高度參數(shù)。（2）在控制規(guī)律中計入了高度差、速度差的積分環(huán)節(jié)，可以減少直升機在給定高度上下的波動，使直升機能更快地穩(wěn)定在給定的飛行高度。（3）在控制規(guī)律中計入了“航向補償”，可以減小航向操縱對共軸式直升機升力的影響。（4）在自動升降過程中加入了限幅，可以自動限制升降速度，保證直升機不進入渦環(huán)狀態(tài)。（5）設計了總距跟蹤電路，可以減小飛行控制模態(tài)切換對系統(tǒng)的沖擊。綜合的設計考慮使該共軸式無人直升機在飛行試驗中的高度保持效果良好。

1 系統(tǒng)框架與配置

1.1 系統(tǒng)框架

該系統(tǒng)的框架結構及原理如圖1所示。

該系統(tǒng)由無線電高度計、大氣數(shù)據(jù)機、設計的穩(wěn)高線路板和總距舵機4大部分組成。它們之間的位置連接關系為：設計的穩(wěn)高線路板安裝在自動駕駛儀盒子中，自動駕駛儀盒子、無線電高度計和大氣數(shù)據(jù)計算機安裝在直升機的設備架上，總距舵機安裝在直升機傳動系統(tǒng)的舵機架上，無線電高度計和大氣數(shù)據(jù)計算機的輸出端分別通過電纜連接到設計的穩(wěn)高線路板的輸入端，而設計的穩(wěn)高線路板的輸出端則通過電纜連接到總距舵機的輸入端。

圖1 系統(tǒng)框架及原理Fig.1 System framework and principle

1.2 系統(tǒng)配置

該系統(tǒng)采用BG-T小型無線電高度計實現(xiàn)低高度測量，它所測數(shù)據(jù)為無線電高度和升降速度，其輸出為0～12V的高度模擬電壓和-10～+10V的速度模擬電壓，測高范圍為0～300m，升降速度測量范圍為-10～+10m/s。該高度計采用調(diào)頻連續(xù)波、固定差頻、閉環(huán)自動跟蹤體制（圖2）。

圖2 無線電高度計結構原理Fig.2 Structure principle of radio altimeter

壓控振蕩器（VCO）產(chǎn)生的調(diào)頻連續(xù)波，經(jīng)發(fā)射天線發(fā)射至地面，再反射回接收天線。在線性鋸齒波信號調(diào)制情況下，發(fā)射信號的調(diào)制周期T可表示為：

式中，ΔF為發(fā)射信號的調(diào)制寬度（頻偏），ΔF=120.96MHf b為發(fā)／收信號混頻后的差拍頻率，+2H/C)，為發(fā)／收信號的延遲時間，由設備安裝延時Ti和飛行高度的延時2H/C決定；Ti為設備安裝延時，取決于直升機在零高度收發(fā)機連接天線的電纜，安裝后為固定值；H為飛行高度；C為電磁波在空氣中的傳播速度。

由式（1）可知，通過測量調(diào)制周期，便可獲得與之成比例的飛行高度信息：

采用XSC-13B小型大氣數(shù)據(jù)計算機（如圖3所示），所測數(shù)據(jù)為氣壓高度和氣壓升降速度，其輸出為-0.667～+10V的氣壓高度模擬電壓和-10～+10V的升降速度模擬電壓，測高范圍為-400～6000m，升降速度測量范圍為-10～+10m/s。

圖3 大氣數(shù)據(jù)計算機結構原理Fig.3 Structure principle of air data com puter

該大氣機受到來自GKY-26空速管的大氣靜壓Ps和全壓Pt，大氣機中的硅諧振型壓力傳感器輸出與靜壓和全壓成比例的頻率信號，經(jīng)F/D變換器，送入微處理器。此外，壓力傳感器還輸出溫度模擬信號，經(jīng)A/D變換器也送入微處理器，以對壓力數(shù)據(jù)進行溫度修正。同時，大氣機還接收來自外部總溫傳感器輸出的大氣總溫信號，其經(jīng)A/D變換器也送入微處理器。以上壓力和溫度數(shù)據(jù)在微處理器中按照大氣參數(shù)方程進行有關大氣參數(shù)，即氣壓高度、真空速和升降速度的實時解算與輸出。

設計的穩(wěn)高線路板是該系統(tǒng)的關鍵技術部分，它安裝在自動駕駛儀盒子當中，輸入端采集無線電高度計或大氣數(shù)據(jù)計算機傳輸過來的高度與升降速度數(shù)據(jù)，輸出端則將最終得到的總距控制量傳送到總距舵機。該線路板采用模擬電路設計，包含4項功能電路：（1）低高度信號產(chǎn)生電路；（2）數(shù)據(jù)采集與融合電路；（3）自主穩(wěn)高控制規(guī)律計算電路；（4）總距跟蹤與綜合電路。其中，數(shù)據(jù)采集與融合電路實現(xiàn)、自主穩(wěn)高控制規(guī)律計算電路實現(xiàn)以及一些綜合電路實現(xiàn)都是現(xiàn)有許多集成電路研究中常見的[7-10]，所以后面只對該系統(tǒng)穩(wěn)高線路板的幾個關鍵性技術及兩個關鍵電路實現(xiàn)進行詳細介紹。

總距舵機采用70LCX-1稀土永磁式直流力矩測速機組，并加入相應的舵機驅動控制電路組裝而成。它的功能是通過自動傾斜器帶動變距拉桿改變旋翼的槳距，從而改變旋翼的拉力，以達到穩(wěn)定直升機飛行高度的目的。

2 系統(tǒng)工作原理

2.1 自主穩(wěn)高系統(tǒng)的控制流程

系統(tǒng)采集無線電高度計與大氣數(shù)據(jù)機輸出的高度與升降速度參數(shù)，以及地面控制站發(fā)出的給定飛行高度，由低高度信號進行判斷，是用無線電高度參數(shù)，還是用氣壓高度參數(shù)；按設計的自主穩(wěn)高控制規(guī)律，將采集到的高度、升降速度與給定飛行高度代入進行計算，得到自主穩(wěn)高的控制電壓Vz。當直升機進入自主穩(wěn)高飛行模態(tài)，Vz加上航向補償即為總距舵機的控制量δH，以該控制量驅動總距舵機可以改變旋翼的槳距，從而改變旋翼的拉力，最終達到穩(wěn)定直升機飛行高度的目的。

2.2 自主穩(wěn)高控制模態(tài)與遙控模態(tài)的切換

自主穩(wěn)高向遙控模態(tài)切換：觀察地面遙測的總距對表值，當遙控電壓與自主穩(wěn)高控制電壓基本相等時，可操縱總距操縱桿進行切換。

遙控向自主穩(wěn)高模態(tài)切換：自主穩(wěn)高控制電壓通過“總距跟蹤電路”始終跟隨遙控電壓，故只要直升機接收到地面控制站發(fā)出的“自主穩(wěn)高/遙控模態(tài)切換”指令，即可很平穩(wěn)地切換到自主穩(wěn)高模態(tài)，繼而控制直升機自動到達并穩(wěn)定在給定高度上飛行。

3 系統(tǒng)關鍵技術

3.1 低高度信號產(chǎn)生及兩種高度參數(shù)之間的切換

無線電高度參數(shù)與氣壓高度參數(shù)間的切換，由設計的低高度信號產(chǎn)生電路采集直升機的無線電高度參數(shù)來控制。低高度信號產(chǎn)生電路原理圖如圖4所示。

圖4 低高度信號產(chǎn)生電路原理Fig.4 Circuit principle schem aticsof generating low height signal

該電路由由兩個運算放大器U1、U2，7個固定電阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7和3個二極管D1、D2、D3組成。電路連接方式為：D1、R7并聯(lián)后與U1的反相端連接，U1的輸出端與反相端之間接入電阻R6組成反相加法運算電路。D2、R1并聯(lián)后與U2的反相端連接，U2的輸出經(jīng)電阻R4接到U2的同向端，電阻R3接在U2的同相端和地之間，電阻R2接在U2的同相端和+12V之間，U2的輸出端經(jīng)D3輸出低高度信號，電阻R5接在輸出的低高度信號與地之間，用于拉高輸出電壓。

當U2的反向端（無線電高度參數(shù)由GD端經(jīng)R1輸入）電壓小于同向端電壓時，輸出端電壓為正飽和電壓E+，DGDXH端輸出的低高度信號為高電平，穩(wěn)高系統(tǒng)使用無線電高度參數(shù)。反之，輸出端電壓為負飽和電壓E-，DGDXH端輸出的低高度信號為低電平，穩(wěn)高系統(tǒng)使用氣壓高度參數(shù)。

開始直升機高度較低，U2的輸出端輸出E+，此時U2的同向端電壓較大：

式中，R是圖4中R2、R3、R4的并聯(lián)電阻。當直升機高度高于切換高度時，U2的輸出端輸出E-，此時因E-是負電壓，所以U2的同向端電壓較?。?/p>

選定合適的電阻阻值，就可使：V+max= 11V（對應高度為H2=275m時經(jīng)由GD端輸入的電壓）；V+min= 8V （對應高度為H1=200m時經(jīng)由GD端輸入的電壓）。

如果無線電高度計出故障，則GDBSH端電壓為-15V（平時為零），U1會輸出E+，大于V+max，此時，DGDXH端輸出的低高度信號為低電平，穩(wěn)高系統(tǒng)就使用氣壓高度參數(shù)。

設定直升機飛行中高度參數(shù)選擇的兩個切換高度為H1＜H2，則直升機高度低于H1時，低高度信號為高電平，系統(tǒng)使用無線電高度參數(shù)；高于H2時，低高度信號為低電平，系統(tǒng)使用氣壓高度參數(shù)。

直升機在H1～H2之間使用何種高度參數(shù)穩(wěn)高，與此前直升機的高度狀態(tài)有關。當直升機由低于H1處上升時，要超過H2，系統(tǒng)才會轉用氣壓高度參數(shù)；從超過H2處下降時，要低于H1，系統(tǒng)才會轉用無線電高度參數(shù)。這樣，因為直升機升降速度的限制，即使發(fā)生較大的氣動干擾或地形高低的變化，直升機在無線電高度參數(shù)和氣壓高度參數(shù)間的切換周期也會超過30s，避免了頻繁切換的問題。

3.2 穩(wěn)高控制規(guī)律計入航向補償

由式（5）～（7）可見，該系統(tǒng)的穩(wěn)高控制規(guī)律中考慮了“航向補償”，這樣可以減小航向操縱對共軸式直升機升力的影響。另外，還計入了高度差、速度差的積分環(huán)節(jié)，可以減少直升機在給定高度上下的波動，使直升機能更快地穩(wěn)定在給定的飛行高度。

遙控工作模態(tài)時，控制規(guī)律為

自主穩(wěn)高控制模態(tài)時，在低高度時控制規(guī)律為

在高高度時控制規(guī)律為

其中，δH為總距舵機控制量；δy1為航向舵機控制量；VH為總距遙控值；KH為總距遙控值的傳動系數(shù)；KHy為總距對航向的補償系數(shù)；KΔ為高度差與升降速度的比例系數(shù)；Kωy1為偏航角速度傳動系數(shù)1；ΔHR為相對給定高度的無線電高度差（HRg-HR）；HR為無線電高度表提供的高度（無線電高度）；HRg為給定相對高度；HRV為無線電高度表提供的升降速度（無線電升降速度）；ΔHB為相對給定高度的氣壓高度差（HBg-HB）；HB為大氣數(shù)據(jù)計算機提供的高度（氣壓高度）；HBg為給定氣壓高度；HBV為大氣數(shù)據(jù)計算機提供的升降速度（氣壓升降速度）。

3.3 最大升降速度限制與高度調(diào)節(jié)

計算總距舵機控制量時，需對高度差進行限幅，上升時高度差的最大限幅值是165m，對應6.6m/s的上升速度。當高度差超過165m時，如果上升速度大于6.6m/s，則總距舵機控制量的變化將使總距減小，上升速度減慢；如果上升速度小于6.6m/s，則總距舵機控制量的變化將使總距增大，上升速度加快。也就是說，當高度差超過165m時，系統(tǒng)將使直升機的上升速度穩(wěn)定在6.6m/s。

直升機下降時，最大限幅值為75m，對應的最大下降速度為3m/s。

如果高度差小于165m，則相應的上升速度的穩(wěn)定值也變小，當高度差為零時，如果升降速度大于零，則總距舵機控制量的變化將使總距減小，使上升速度減小；如果升降速度小于零，則總距舵機控制量的變化將使總距增大，使上升速度增大。總之，當高差為零時，系統(tǒng)也將使升降速度為零。通過這樣的調(diào)節(jié)，達到使直升機的飛行高度穩(wěn)定在給定值附近的目的。

3.4 總距跟蹤電路

高度保持系統(tǒng)從遙控模態(tài)切換到自主穩(wěn)高模態(tài)時，為了減小切換對系統(tǒng)的沖擊，在切換的瞬間，要求穩(wěn)定高度通道經(jīng)由U2輸出端輸出的電壓應等于遙控電壓給出的總距舵機控制量，因此設置了原理如圖5所示的總距跟蹤電路。

圖5 總距跟蹤電路原理圖Fig.5 Circuit principle schematics of total distance tracking

該電路由兩個運算放大器U1、U2，5個固定電阻R、R1、R2、R3、R4、1個電容C和兩個繼電器J1、J2組成。電路連接方式為：繼電器J1的X經(jīng)過電阻R1接到VH端，繼電器J1的Y經(jīng)過電阻R接到VZ端，繼電器J1的O與U1的反向端相接，U1的輸出端經(jīng)過電容C接到U1的反向端，U1的輸出端經(jīng)串聯(lián)后的R1和R2接到VH端，U1的輸出端經(jīng)電阻R3接到U2的反向端，U2的輸出端與反相端之間接入電阻R4組成反相加法運算電路，U2的輸出端與繼電器J2的Y相接，繼電器J2的X接到VH端，繼電器J1的O接到δH端。

圖5中：R2/R1=R3/R4，T1=R2C。J1和J2是一個繼電器的兩個轉換觸點，O-X接通時，系統(tǒng)處于遙控模態(tài)，遙控電壓經(jīng)O-X去控制δH，此時，U2O的輸出電壓：Vo=VH/（1+T1S）；在遙控電壓VH變化的時間常數(shù)大于T1時，有Vo≈VH。

O-Y接通時，系統(tǒng)處于自主穩(wěn)高模態(tài)，自主穩(wěn)定高度的控制電壓經(jīng)O-Y去控制總距舵機控制量，驅動總距舵機使得直升機穩(wěn)定在給定高度。

4 結論

該系統(tǒng)設計考慮了多方面的因素，加入了低高度信號產(chǎn)生電路，使系統(tǒng)可以在無線電高度參數(shù)和氣壓高度參數(shù)間根據(jù)需要自動切換，并將切換高度設置成兩個，減少了由于氣動干擾或地形高低的變化所造成的系統(tǒng)在兩種高度參數(shù)間的頻繁切換。同時，當無線電高度計損壞時可以自動轉換到使用氣壓高度參數(shù)，并在控制規(guī)律中計入了高度差、速度差的積分環(huán)節(jié)，減少了直升機在給定高度上下的波動，使其能更快地穩(wěn)定在給定的飛行高度?？紤]到航向操縱對共軸式直升機升力的影響很大，對穩(wěn)高系統(tǒng)進行了“航向補償”。另外在自動升降過程中加入了限幅，可以自動限制升降速度，保證直升機不進入渦環(huán)狀態(tài)。系統(tǒng)中還設計了總距跟蹤電路，可以減小控制模態(tài)切換對系統(tǒng)的沖擊。

多次飛行試驗的實踐證明：該系統(tǒng)對共軸式無人直升機飛行高度的保持有很好的控制效果，能滿足實際工程要求。

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