1 引言
直升机具有独特的优点,可长时间空中悬停,有良好的低速和超低空飞行特性,可前飞、后飞、左右飞行,机动灵活,对机场依赖小,在发动机停车后能依靠旋翼系统自转下滑安全着陆,因此在军用民用领域得到极其广泛的应用。但是直升机有着更加复杂的气动特性,各个飞行轴之间耦合严重,操纵稳定性差,飞行员操纵量非常大。为了改善直升机稳定性、操纵性的不足,安装飞行控制系统是非常必要的[1][2]。
本文以某型自动飞行控制系统为例对自动飞行控制系统基本原理及应用情况进行了介绍,并对该系统在应用中出现的典型故障进行分析。最后对飞控系统的未来发展趋势展望。
2 系统组成及原理
2.1 系统组成
某型机选择成熟改型产品某型自动飞行控制系统(以下简称飞控系统),系统由逻辑处理单元、人机交互单元、传感器单元以及执行机构4部分24个部件组成(见表1)。同时,飞控系统通过与机上部分系统/设备相交联,实现直升机的俯仰、横滚、航向、总距四轴控制。
2.2 系统原理
2.2.1 自动驾驶仪系统基本原理(见图2)
飞控系统由三个最基本的回路构成:导航回路(外回路)主要实现轨迹控制;驾驶仪回路(内回路)实现系统的稳定与控制;伺服回路(舵回路)是执行机构[3]。
驾驶仪回路是一个具有独立功能的分系统,除了具有保持已选定的直升机基准飞行姿态的功能外,还具有比普配平和透明驾驶等功能。当接通自动驾驶仪时,驾驶仪计算机中的存储器将记忆直升机飞行的即时姿态,并把它作为基准值。机上的传感器不断地测量直升机的即时姿态(D),并把测量结果(S)传送给驾驶仪计算机,在计算机中与基准值(E)作比较, 形成控制指令(B)。驾驶仪总是要保持系统处于平衡状态,即抑制直升机姿态改变,使误差(E-S)趋于零。直升机的姿态也就被稳定在基准值附近。
传递函数f=B/(E-S)通常就称为自动驾驶仪的控制律。根据PID控制理论[4],自动驾驶仪的控制律由与偏差成比例的比例项、与偏差变化率成比例的导数项(偏差的微分项)以及偏差的积分项构成(图3)。比例项是控制律的主项,当直升机由于某种原因偏离基准时,驾驶仪计算机发出与误差成比例的控制指令。由于传递的延迟和直升机的惯性,直升机的响应姿态会在基准值附近摆动。为了抑制摆动,因此引入导数项,以增大系统阻尼,改善姿态调节过程的质量。在实际工程应用中,为了克服大的姿态变化或者常值扰动造成的影响,系统引入一个积分电路(自动配平电路),驱动并联舵机(配平舵机)实现积分控制。通过对驾驶仪存储的姿态基准的更改,可以实现对驾驶仪的比普配平;而透明驾驶(或超控驾驶、人工干预)功能的实现则是通过将人工操纵指令施加到积分控制项上来实现的。
2.2.2 飞控系统原理
某型飞控系统实际上是由驾驶仪回路与机上的特定导航系统相交联,组成导航回路,从而实现特定飞行模态的自动控制。飞行模态接通后,飞控计算机接收传感器、交联系统传来的信号后,经过特定控制率计算后形成控制指令发送给驾驶仪计算机,操纵直升机实现模态功能。另外,某型飞控系统的驾驶仪为3轴系统(俯仰、横滚、航向),直升机的总距轴的控制由飞控计算机发送控制指令给总距并联舵机来实现。某型飞控系统在某型机上能够实现如下功能:
a. 基本驾驶仪功能:包括俯仰姿态保持、横滚姿态保持、航向保持功能。原理参考2.2.1,不再复述。
b . 巡航功能:气压高度保持(ALT)、空速保持(A／S)、航向选择和保持(HDG)、垂直速度保持(V／S)、巡航高度保持(CR.HT)。
c. 海上巡逻救生功能:多卜勒区域导航(NAV)、多卜勒地速保持(G.SPD)、多卜勒自动悬停(HOV)、无线电高度保持(H.HT)、自动向下过渡(T.DWN)、自动向上过渡(T.UP)。
d. 保安功能:低高度保安拉起(F.UP)、复飞(GA)。
其中A/S 、HDG、NAV、G.SPD、HOV功能通过对周期轴进行控制来实现; CR.HT、H.HT、F.UP功能通过对总距轴进行控制来实现;ALT、V/S功能则既可以通过对周期轴进行控制来实现,也可以通过对总距轴进行控制来实现;T.DWN、T.UP、GA功能模态则通过对总距轴、周期轴进行联合控制来实现的。
下面分别以A/S、CR.HT、ALT、T.DWN四种功能为代表,对四种控制模态的原理进行分析。
2.2.2.1 A/S功能实现原理(图4)
模态接通以前, 空速存储器一直跟踪全静压系统给出的空速值。模态接通时,空速存储器保持接通瞬间的空速值并以此作为速度基准,用它与当前的空速进行比较,形成空速偏差信号。该信号再经适当的处理后送入驾驶仪的俯仰通道,由自动驾驶仪实现空速保持功能。
2.2.2.2 CR.HT功能实现原理(图5)
巡航高度保持(CR.HT)功能是通过总距轴捕获并保持选定的基准无线电高度。当接通“CR.HT”模态时,飞控计算机捕获耦合器操纵台上的“CR.HT”选择旋钮给出的巡航高度基准(30m～750m),控制总距轴逼近并保持该巡航高度。同时飞控计算机通过传感器监控直升机的垂直加速度和无线电高度,并与存储器存储的高度基准进行比较后形成控制指令,操纵总距轴的舵机动作,使直升机保持在基准高度巡航飞行。在该功能模态下,飞控计算机实时监控直升机的飞行高度,当飞行高度低于保安飞行的警告值时,自动断开模态,保证飞行安全。
2.2.2.3 ALT功能实现原理
气压高度保持功能可以在俯仰轴上实现,也可以用总距轴实现。如果A/S模态没有接通,则ALT模态自动投入在俯仰轴;如果A/S模态已经接通,则ALT模态自动投入在总距轴。
用俯仰轴保持气压高度的工作原理仍然是通过控制俯仰姿态角的办法来保持气压高度的。模态接通前, 高度速度组件中的高度存储器一直跟踪静压传感器给出的气压高度信号。模态接通后,高度存储器把接通时刻的气压高度与当前的气压高度进行比较形成的高度偏差信号(DH)馈入飞行控制计算机。该信号再经适当的处理后送入自动驾驶仪的俯仰通道,完成对高度偏差的自动修正。
当A/S模态功能正在进行时,如果接通ALT功能,则气压高度保持功能则通过总距轴实现。飞控计算机把气压高度偏差信号送入总距通道。此时空速保持和气压高度保持功能同时有效:用俯仰轴保持空速(原理参考图4), 用总距轴保持气压高度(原理参考图5)。
2.2.2.4 T.DWN功能实现原理(图6)
自动向下过渡(T.DWN)模态是按照预先编制的下滑轨线,从指定的飞行高度和速度向悬停状态过渡的飞行。该模态通过总距轴、俯仰轴和横滚轴联合控制实现。
该模态由总距轴和俯仰轴同时控制直升机的飞行高度和速度,由横滚轴保持侧向速度,完成自动向下过渡(T.DWN)功能。向下过渡过程可分为两个阶段。
第一阶段由俯仰轴按照飞控计算机预先编制的曲线减小空速到一定值。
第二阶段在俯仰轴减速的同时,由总距轴控制垂直速度使直升机沿预定轨线下降。为保证在到达悬停高度时直升机仍有一定的机动余地,高度应先于速度到达预定值。到达预定的悬停高度后,前向速度逐渐减小到零。实现在XOZ平面上最佳的过渡轨线。当速度减小到一定值(3kn)时, 直升机自动转为无线电高度保持(H.HT)和多卜勒自动悬停(HOV)模态飞行。
3 技术难点
飞控系统在设计及应用中主要有如下技术难点:
a. 是在某型模拟式自动驾驶仪基础上增加数字式耦合器控制而研制的半数字式产品。整个系统交联设备多,且模拟处理电路信号传输未采用总线技术,导致交联导线多。因此必然带来电磁兼容、信号匹配等诸多问题。
b. 飞控系统与大气航姿基准系统、综显系统等系统的第一次交联,在实际应用中可能带来一些系统间功能、性能之间不协调的问题。
c. 飞控系统涉及无线电、电源电气、结构、操纵、发动机等多专业相关的知识,在设计中需全面考虑,深入理解各专业之间的交联关系,才能准确的实现系统功能。
4 应用中出现的典型故障现象及解决方案
4.1 驾驶杆上按钮功能失效
故障现象:
地面通电检查过程中,发现周期杆上“地速比普”四位按钮功能无效。
解决方案:
地速比普按钮用于地速保持功能时调节地速基准。地速比普按钮的信号直接更改地速存储器内存储的基准(见图7),从而进行人工操作配平。
经过对机上布线进行检查,飞控系统输出的28V正常,故障的原因为电气转接盒的接线故障。此按钮在我厂的批产飞机上应用较少,因此在设计初期专业间不协调导致此故障。此后我们对周期杆、总距杆上飞控系统相关的开关(地速断开按钮、比普配平四位按钮、周期方式断开按钮、配平释放按钮、飞控断开按钮、总距方式断开按钮、复飞按钮)进行了复查,第一时间发现并解决了类似的故障。
4.2 扭矩信号接口不匹配
故障现象:
地面通电检查过程中,发参系统扭矩信号显示值较正常值有-3%左右的误差,将飞控计算机拆下后故障现象消失。
解决方案:
经过分析,发参系统、飞控系统共用一个扭矩传感器输出的模拟量扭矩信号,导致此故障的原因为接口匹配问题。扭矩传感器为一个小信号传感器,带载能力无法与电源相比。经过了解,扭矩传感器内阻约为500Ω,飞控计算机等效电阻约为20KΩ,发参系统的信号采集方式为运算放大电路采集,等效电阻为无穷大。由于发参系统与飞控系统为并联关系,接入飞控计算机后,必然导致发参系统采集到的电压值下降[5]。
飞控系统是为保证飞行安全而引入扭矩信号。通过内部计算,飞控系统得到双发扭矩的和值。当此和值大于96%时,飞控系统自动切断,以保证飞控系统不会对飞行安全造成影响。为了避免和发参系统接口的不协调,我们通过另外的途径来实现该功能:由发参系统来计算双发扭矩和,当此值大于96%时,输出告警信号给飞控系统,解决了该问题。
4.3 自动驾驶仪系统舵机抖动
故障现象:
地面通电检查过程中,接通三轴自动驾驶仪瞬间,驾驶仪系统舵机出现剧烈抖动现象。
解决方案:
自动驾驶仪系统接通后,自驾计算机内部存储器记录接通瞬间的姿态值作为基准姿态,自驾将力图将直升机的姿态保持在基准姿态附近。舵机抖动现象,可能的原因分析如下:
a. 成品部件故障:自动驾驶仪系统部件故障,导致执行机构响应故障。
b. 传感器单元输出信号故障:传感器输出的姿态信号一直在抖动,因此导致驾驶仪舵机抖动。
c. 电磁干扰现象:传感器单元输入到逻辑处理单元或者逻辑处理单元输出到执行机构的模拟量信号受到干扰,执行机构响应错误。
针对这3点分析,我们在直升机上进行了如下试验:
a. 更换驾驶仪系统部件,故障现象未消失。
b. 用示波器观察输入到驾驶仪的姿态信号(Arinc407标准交流模拟量)的波形,发现波形有噪声且有抖动现象。
c. 将自动驾驶仪系统的姿态信号源由新研产品航姿计算机更改换为成熟产品地平仪,故障现象消失。由此初步判断航姿计算机输出的姿态信号故障导致驾驶仪抖动。
d. 利用工装将航姿计算机置于直升机机体外侧,一定程度上隔离电磁干扰因素,故障现象仍然存在。
由实验现象可以看出,最大的可能性即是信号源航姿计算机故障。由于航姿计算机输出的信号波形噪声严重,特别是将航姿计算机置于直升机上时,机上电磁、振动等各个方面的环境都更复杂,当信号为O位时,噪声的比例过大,导致驾驶仪系统解算出的姿态角度波动大,从而导致驾驶仪系统舵机剧烈抖动。
三轴驾驶仪系统为全模拟式系统,所有交联信号均以模拟量、开关量电压的形式实现,因此对接口匹配、电磁兼容、电源电压、信号稳定性等要求较严格,否则极易出现此类问题。在这个故障中,如果对航姿计算机的输出信号进行杂波过滤处理,即可解决故障。
5 结束语
飞控系统能够改善直升机的稳定性,并能够通过与其它系统相交联来实现复杂的耦合功能,极大地减轻飞行员的操作负荷,因此直升机上加装飞控系统是十分必要的。
某型飞控系统的应用情况来看,因为飞控系统功能多、与其他系统交联关系复杂且涉及飞行安全,导致整个系统非常复杂,故障率较高。系统的绝大多数故障与模拟量信号的处理相关,且故障定位困难,排故周期长。因此,航空总线技术等数字量信号处理技术的工程应用是十分必要的。
参考文献:
[1] 王昆玉.直升机飞行控制系统[M].北京:北京海洋出版社,1991.
[2] 杨一栋.直升机飞行控制[M].北京:国防工业出版社,2007,2.
[3] 吴森堂,费玉华.飞行控制系统[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005.
[4] 程鹏.自动控制原理[M].北京:高等教育出版社,2002.
[5] 谢红.模拟电子技术[M].哈尔滨工程大学出版社,2001,6.
作者简介:李鹏(1985-),男,助理工程师,主要从事直升机设计及质量监督工作。