一種直升機操縱解耦設計方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明設計直升機技術領域，具體涉及一種直升機操縱解耦設計方法。
【背景技術】
[0002] 直升機依靠旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生升力和拉力，為平衡旋翼反扭矩需要，通常帶產(chǎn)生橫側 向拉力的尾槳。由于旋翼既是升力面又是主要操縱面，造成直升機各個操縱通道之間耦合 嚴重。直升機的操縱系統(tǒng)包括總距操縱、駕駛桿橫向操縱、駕駛桿縱向操縱和腳蹬操縱?？?距操縱使直升機產(chǎn)生垂向運動，但同時帶來反扭矩改變，因而需要腳蹬操縱改變尾槳拉力。 尾槳拉力變化又改變了橫向配平，因此還需進行對旋翼橫向操縱修正。且飛行員輸入的操 縱修正量值上并不一定是合適的，故而容易出現(xiàn)多個方向的姿態(tài)或速度振蕩、嚴重時還可 能引發(fā)飛行員誘發(fā)振蕩。操縱通道之間耦合造成直升機飛行員需要在各個通道上進行大 量、不同幅度的操縱修正，增加了飛行員工作負荷，嚴重影響了直升機駕駛品質。

【發(fā)明內容】

[0003] 本發(fā)明提供一種直升機操縱解耦設計方法，以解決或至少減輕【背景技術】中所存在 的至少一處的問題。
[0004] 本發(fā)明所采用的技術方案是：提供一種直升機操縱解耦設計方法，所述直升機操 縱解耦設計方法，包含以下步驟：步驟一：建立直升機部件的氣動力和力矩模型，將得到的 力和力矩代入六自由度運動方程，得到非線性微分方程組，

[0010] 其中u、v、w為速度向量在體軸系上的分量，p、q、r為體軸系上三個軸上的轉動角 速度，0、(1)、 11)為三個姿態(tài)角，1；!、1￥、12、1 ;^、1;^、1#為轉動慣量，5^為縱向操縱量、5^ 為橫向操縱量、S ^為腳蹬操縱量、δ ral為總距操縱量，A和B是通過各個部件的子模型得 到的系數(shù)矩陣；步驟二：根據(jù)所述非線性微分方程組求解直升機飛行中控制機構的配平操 縱量；步驟三：確定控制機構之間的耦合關系，將步驟二中的所述配平操縱量帶入到所述 耦合關系中；步驟四：通過飛行仿真試驗驗證設計是否提高駕駛品質；步驟五：飛行試驗。
[0011] 優(yōu)選地，所述直升機部件包括旋翼、尾槳、機身、平尾、垂尾、發(fā)動機、飛行控制子系 統(tǒng)。
[0012] 優(yōu)選地，所述控制機構包含總距、駕駛桿縱向操縱、駕駛桿橫向操縱和腳蹬操縱。
[0013] 優(yōu)選地，所述機構之間的耦合關系包含總距和腳蹬操縱之間、總距和駕駛桿縱向 操縱之間、總距和駕駛桿橫向操縱之間的耦合關系。
[0014] 優(yōu)選地，所述總距和腳蹬操縱之間的耦合關系為線性比例關系：Δ δ ped= C1A δ ral，其中，(^為常數(shù)。
[0015] 優(yōu)選地，所述總距和腳蹬操縱之間耦合關系為二次函數(shù)：
[0016] Δ δ 一= C3(A δΜ?)2,其中，C3為常數(shù)。
[0017] 本發(fā)明的有益效果在于：通過本發(fā)明的直升機操縱解耦設計方法，可以建立總距 與腳蹬操縱之間、總距和駕駛桿縱向操縱之間、總距和駕駛桿橫向操縱之間的耦合關系，在 飛行過程中，僅需要拉動總距即可自動調整尾槳拉力及橫向配平。提高了操縱修正的精度， 減少了飛行員的工作量，降低直升機駕駛技巧要求。
【附圖說明】
[0018] 圖1是本發(fā)明的直升機操縱解耦設計方法的流程圖；
[0019] 圖2為不同速度點上的總距一尾槳距的操縱聯(lián)動關系；
[0020] 圖3為不同速度點上的總距一縱向操縱的操縱聯(lián)動關系；
[0021] 圖4不同速度點上的總距一橫向操縱的操縱聯(lián)動關系；
[0022] 圖5是總距與橫向操縱之間的關系及操縱極限；
[0023] 圖6是總距與縱向操縱之間的關系及操縱極限；
[0024] 圖7是總距與尾槳距之間的關系及操縱極限；
[0025] 圖8為總距隨速度的變化曲線圖；
[0026] 圖9為解耦前與解耦后駕駛員橫向操縱量的對比曲線；
[0027] 圖10為解耦前與解耦后駕駛員縱向操縱量的對比曲線；
[0028] 圖11為解耦前與解耦后駕駛員尾槳距操縱量的對比曲線。
【具體實施方式】
[0029] 為使本發(fā)明實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下 面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0030] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內"、"外"等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方 位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元 件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的 限制。
[0031] 如圖1至圖11所示，一種直升機操縱解耦設計方法，所述直升機操縱解耦設計方 法，包含以下步驟：步驟一：建立直升機部件的氣動力和力矩模型，將得到的力和力矩代入 六自由度運動方程，得到非線性微分方程組，

[0037] 其中u、v、w為速度向量在體軸系上的分量，p、q、r為體軸系上三個軸上的轉動角 速度，0、(1)、 11)為三個姿態(tài)角，1；!、1￥、12、1 ;^、1;^、1#為轉動慣量，5^為縱向操縱量、5^ 為橫向操縱量、S ^為腳蹬操縱量、δ ral為總距操縱量，A和B是通過各個部件的子模型得 到的系數(shù)矩陣。
[0038] 所述直升機部件包括旋翼、尾槳、機身、平尾、垂尾、發(fā)動機、飛行控制子系統(tǒng)。
[0039] 某型機的其主要飛行狀態(tài)為從懸停到大速度前飛、在不同速度下的爬升和下降。 將其設計參數(shù)輸入到由matlab自建的飛行力學程序所對應的各個子系統(tǒng)模型之中，將此 狀態(tài)下的子模型得出的氣動力和力矩以系數(shù)的形式整合進前述非線性飛行力學方程。
[0040] 步驟二：根據(jù)所述非線性微分方程組求解直升機飛行中控制機構的配平操縱量； 所述控制機構包含總距、駕駛桿縱向操縱、駕駛桿橫向操縱和腳蹬操縱。
[0041] 使用matlab中的牛頓迭代法求解方程得到狀態(tài)平衡位置的四個操縱量配平計算 結果。以其某一速度前飛狀態(tài)為例，其典型的結果如表1所示，其中尾槳距對應腳蹬操縱 量。
[0042] 表1某型機某速度下對應不同總距的操縱量計算結果
[0044] 將典型狀態(tài)下的配平計算結果按照表1的形式處理，通過比較可以看到，總的來 說，總距與其他操縱量之間存在較好的線性關系。按照現(xiàn)行關系得到不同速度點上的比例 關系如圖2、圖3和圖4所示，其中，圖2為不同速度點上的總距一尾槳距的操縱聯(lián)動關系， 橫軸為速度（km/h)，縱軸為總距-尾槳距比例系數(shù)；圖3為不同速度點上的總距一縱向操 縱的操縱聯(lián)動關系，橫軸為速度（km/h)，縱軸為總距-縱向操縱比