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计算机测量与控制!"#""!$#!$"!!"#$
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收稿日期 "#""#%%"$!修回日期
"#""#%"*%基金项目 院级自然科学类科研项目!"#"%U ,U Z 9#*)
"%作者简介 张!琳!%++$"
&男&陕西西安人&硕士研究生&助教&主要从事飞行控制&智能控制方向的研究%引用格式 张!琳&杜智慧&罗!瑜&等!舰尾流随高扰动模型对直升机着舰悬停控制的影响研究'1(!计算机测量与控制&"#""&$#!$" )%#(%%$!
文章编号 %('%*)+& "#"" #$#%#(#&!!2/3 %#!%()"( 4!5678!%%9*'(" :;
!"#""!#$!#%&!!中图分类号 b "*+!%文献标识码 >
舰尾流随高扰动模型对直升机
着舰悬停控制的影响研究
张!琳% 杜智慧" 罗!瑜% 武!帆%
!%?陕西工业职业技术学院电气工程学院&陕西咸阳!'%"###$
"?西北工业大学自动化学院&西安!'%#%"+
"摘要 大海况下存在的复杂舰尾流严重影响直升机着舰时的飞行姿态&针对常规舰尾流模型仅适用于研究直升机纵向运动受干扰的问题&在美军标-3@]a ]&'&)L 描述的舰尾流模型基础上&提出增加随高度变化的垂向扰动分量&建立舰尾流随高扰动模
型&以便切合实际地反映垂向干扰的作用强度$将该模型引入直升机着舰悬停系统后&针对传统=32控制对高度保持和位置控制效果不佳的问题&提出基于前馈补偿的改进=32控制$对比仿真结果表明&所提控制方法抗舰尾流干扰性强&具有良好的鲁棒性&控制精度优于传统的=32控制&实现了舰尾流干扰下直升机着舰悬停的稳定控制&有效提高了着舰飞行的安全性%
关键词 直升机$舰尾流$垂向高度$着舰悬停$扰动抑制
/'+'*(23",&3'J ,9.%',2'"9138$R *Z '=8&3Q 8F
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&Q 8h G 6!'%#%"+&L R 86G "6:+&(*2&)<R F 5D K ;Y F BI R 8;T G 7FA 6\F C Y G C H F I F G 5D 6\8:8D 6I I F C 8D A I Y J G X X F 5:I :R F X Y 8H R :G ::8:A \F D X R F Y 85D ;:F C Y G 6\86H
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="(4+)R F Y 85D ;:F C $I R 8;T G 7F $W F C :85G Y R F 8H R :$Y G 6\86H G 6\R D W F C 86H $\I :A C E G 65F I A ;;C F I I 8D 6>!引言
舰载直升机可以覆盖多种海面任务&为航母编队提供着强有力的支持&它与航母的有效结合能够发挥出最大的执行潜能%而作为战斗链的核心攻击力量&直升机能否在恶劣的海况环境下成功着舰&这关系着整个体系里战斗力的形成% 舰尾流是直升机在着舰最后阶段最主要的干扰来源&它由航空母舰与大气流场的相对运动所产生&直接影响直升机的飞行姿态与位置控制&是导致着舰事故发生的重要因素之一%在着舰降落时&若干扰强度过大&会导致直升机强烈撞击甲板&造成机体结构出现安全隐患&这不仅影
响直升机使用寿命&更极大地增加了着舰的危险系数%文献'%(指出&舰尾流扰动涡在航母尾部以&)i 的行驶速度
传播并衰减&越接近甲板着舰点&扰动越大'
%(
&这将导致直升机在定点悬停阶段变得更难操纵%因此&为保证着舰过程的安全性&研究舰尾气流场的特性*建立相应数学模型*同时给出抑制其干扰的方法是十分必要的%
在舰尾流建模方面&文献'"(通过对航母运动时所产生的舰尾流进行实际测量*风洞试验和水洞试验等各种形式的研究&发现舰尾流是一种非线性*非定常的研究对象&一般可通过频域法*数据库法*L a 2法及
工程化方法对其进行仿真与计算%其中&工程化方法是通过信号分析技术
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第$期
张!琳&等)""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""
舰尾流随高扰动模型对直升机着舰悬停控制的影响研究#%#'!#
和频域分析等方法来寻求相对简单*又能反映对象物理特性的建模方法%文献'$(中给出了美军标-3@]a ]&'&)L 推荐的较为完善的舰尾流模型&从频谱角度给出了舰尾流各扰动分量的数学描述%
在舰尾流对飞机着舰干扰研究方面&文献'*(仅针对舰尾流的单一分量&即雄鸡尾流对飞机飞行特性的影响展开分析&并未体现大海况场景下舰尾流的复杂特性%文献')
(在舰尾流对舰载机着舰轨迹和动态响应的影响方面做了研究&但所引用的舰尾流模型仅对飞机纵向运
动进行了干扰分析&文献'(
(进一步分析了舰尾流对纵向甲板着舰点的影响&但两者都未考虑其对直升机在悬停垂向方面的高度保持及位置偏差的影响%文献''(对引入舰尾流干扰下的飞机姿态输出响应和无干扰的情况作了对比&但在得到干扰数据后&如何对舰尾流的扰动效应进行抑制&则需要进一步提出解决方案%
本文基于上述研究现状&提出在美军标-3@]a ]&'&)L
描述的常规舰尾流模型基础上&增加垂向扰动&建立舰尾流随高扰动模型&将其引入直升机着舰悬停控制系统观测干扰输出&并针对传统=32控制下动态控制效果不佳的问题&设计相应的前馈补偿器抑制干扰&通过仿真验证本文建模策略与控制方法的可行性与合理性%
!舰尾流随高扰动模型的建立
根据美军标-3@]a ]&'&)L 对舰尾流的描述&常规情况
下&其总扰动主要由以下*部分组成)
%"自由大气紊流!与航母无关"`%*G %*@%$""稳态扰动!雄鸡尾流"`"*@"$$"周期性尾流!航母纵摇诱导产生`$*@$$*"随机紊流!与航母有关"`**G **
@*%将白噪声经过成型滤波器可得到各分量随时间变化的规律&当仅分析直升机纵向运动受干扰的情况时&可得到扰动总量随时间变化的规律)
`&`%*`"*`$*`*
G &G %*G *@&@%*@"*@$*@)
*
+
*!%
"@?!自由大气紊流分量
海面自由大气紊流是一种与直升机*航母相对位置无关的低空随机大气紊流分量&呈现出各向异性&美军标
-3@]a ]&'&)L 给出了它的频谱关系&如下式所示'&(
)
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%*!%##4")*
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"
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"
"!!在对直升机着舰过程中遭遇的自由大气紊流分量进行
数值模拟时&需将空间频谱,!4"转化成时间功率谱Q !3"&根据<G J
Y D C 冻场假设&可只考虑大气紊流速度的空间分布&假定其不随时间发生变化&则空间频谱与时间频谱满足以下关系)
Q !3"&
%Z 'Q !4"&%Z 'Q !3Z '
"!$"式中&3为时间频率&Z '为直升机空速在地面坐标系三轴上的分量&则有)
Q `!
3"&)?(($+Z D
%*!$#?*+Z D "
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Q G !3"&!"(?)++Z O "'%*!%"%?+"#3
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+Z ]")
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"
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"!!式!
*"中的时间功率谱是有理谱&可根据文献'+(中海浪模型的建立方法&将其转换为成型滤波器的传递函数形式)
4`!
="&%Z 槡D
#槡
)?(($!$#?*&+Z D "=*%4G
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"(?)+'!%"%?+"+Z O "=*%('!*#?(*+Z O "=*%('!$#*?&+Z O "=*%(4@
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#
槡"?#"')!$#?*&+Z ]"=*)*+
%
!)
"!!式!
)"即为自由大气紊流分量的传递函数表达式&其中&Z D *Z O *Z ]分别为直升机空速矢量Z 在地面坐标系三轴上的分量
%
@A !稳态分量
图%&"示意了美军标-3@]a ]&'&)L 所描述的稳态紊流
分量的变化规律&其中)9表示直升机相对于舰船纵摇中心的距离$`"+Z T 86\*@"+Z T 86\分别表示扰动的水平分量和垂直分量与甲板风速的比值&它们与9存在一定的函数关系%
图%!前向稳态分量的变化
假定`"以顺风为正&@"以向下为正%前向分量主要集中在直升机距航母纵摇中心约%#&*&#K 的范围内&呈现明显的0公鸡尾1形状&可以看到&在距航母纵摇中心约))K 处时&受到的前向扰动强度最大%若直升机在着舰阶
段一直处于顺风状态&则应考虑其受扰后速度变化与悬停高度及定点位置偏差的问题%同时&就垂向分量而言&下
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卷
#%#&!
#图"!垂向稳态分量的变化
洗流从飞机距航母纵摇中心约'$#K 处开始起作用&上洗流在约%(#K 处起作用&扰动作用于直升机机体&可使其下沉振荡&产生高度误差&对着舰不利%
@B !周期分量
舰尾流的周期分量与航母的运动直接相关&主要由航母的周期性纵摇和升沉运动诱导而成&该分量的干扰强度主要取决于航母的纵摇频率与幅值*甲板风速以及直升机到航母纵摇中心的距离这几个因素&美军标-3@]a ]&'&)L
归纳出了周期分量的数学模型&如式!("至!&
"所示'&(
)分析可知&直升机若处于距航母纵摇中心较远的位置&它所受到周期分量的扰动可不予考虑&比如&在距纵摇中心%###米时&周期分量在水平方向与垂向均为零值&随着直升机逐渐飞近航母&扰动强度开始增大%
`$&+=Z T 86\!
"?""*#?###+#?$#*&D "$&D $6(&%?)#&)
*+其它!(
"@$&+=Z T 86\!
*?+&*#?##%&#?$#*&D "$&D $6''$?##&)
*+
其它!'"$&5D I 3=+
!%*Z 6Z T 86\
#?&)Z T 86\"*D #?&)Z '(T 86\
*4
2H !&
"!!舰载直升机距航母纵摇中心的距离可表示为)
D &D #*!Z 6Z T 86\"
#+!+"!!上述式中&3=为航母的纵摇频率!C G \+I "$+=为航母的纵摇幅度!C G \
"$Z 为直升机实际空速!K +I "$+为直升机飞行时间!I "$H 为随机相位!C G \"$Z T 86\为航母运动甲板上空产生的逆向风速!K +I "$D #为直升机距航母纵摇中心的初始水
平距离!K "$D 为直升机距航母纵摇中心的水平距离!K "%@C !随机分量
舰尾流的随机分量`**G **@*是由于航母的存在而造成的&幅值相对较小&变化快&呈现出更大的随机性&而直升机本身响应慢&因此随机紊流对直升机着舰过程的影响相对较小%该分量可由白噪声直接经过一个成型滤波器来得到&具体仿真结构如图$所示%
其中)-!D "是随机尾流分量的均方根&#!D "为时间常数%
@H !随高扰动模型
为研究直升机在着舰悬停阶段受舰尾流的干扰情况
&
图$!随机分量仿真结构图
不仅要研究纵向运动的规律&还应将垂向高度变化的因素
考虑进来%由文献'%#(可知&当前国内外通常采用曲线
拟合的方法来对垂向气流扰动场的物理特征及高度变化进行数值模拟和趋势分析&文献'%%(指出&可通
过建立简单的数学函数模型&通过其数学变化规律来表现扰动场信号的强弱程度%
根据上述文献中对垂直波长的数据拟合趋势&结合指数函数的变化规律&同时参照文献'%"(给出的着舰环境等级描述&以(级大海况作为背景&在-><@>Z 中拟合出垂向扰动强度的曲线模型&如图*所示
%
图*!拟合舰尾流垂向扰动强度趋势
其拟合表达式如下)
3!2"&2"?%&
!A 6#?%'26A
6
)?&$2"!%#"式中&2为舰尾流场距离甲板平面的高度$3!2"表示随高度变化的气流扰动强度&变化范围在#&%内%
基于-3@]a ]&'&)L 军用标准描述的舰尾流模型&结合上述高度变化扰动数学模型&对舰尾流进行综合建
模&结构如图)所示
%
图)!舰尾流综合仿真结构图
设置综合仿真条件)白噪声功率为%&采样时间#?#"I &航母纵摇运动的频率#?(C G \+I *幅值)+)'?$C G \
*甲板上!
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张!琳&等)""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""
舰尾流随高扰动模型对直升机着舰悬停控制的影响研究#%#+!#
空风速%(K +I &假定直升机以$#K +I 的速度从距航母纵摇中心%###K 的远处飞向航母&结合本节舰尾流随高模型&对其扰动进行综合仿真&结果如图(&&所示
%
图(!
舰尾流纵向扰动分量
图'!
舰尾流侧向扰动分量
图&!舰尾流垂向扰动分量
结合上组仿真结果图可知&直升机在距甲板上空较高处飞行时&舰尾流扰动作用不明显&此时可不予考虑$随着飞行高度的不断下降&扰动强度按拟合规律逐渐增大&直升机在距航母$&%)米的高处飞行时&受到的扰动相对明显&同时可知&在此高度范围内&垂直分量的振荡幅度最大%仿真结果更贴合实际地模拟出了舰尾流对直升机飞行在不同高度时的扰动影响%
舰尾流是设计直升机着舰悬停控制系统时的重要考虑因素之一&在结合其各分量数学模型及垂向气流场
变化规律的基础上&建立好舰尾流随高扰动数学模型后&便可进一步对舰尾流扰动场作用在直升机着舰过程中的影响进行研究与分析%
A !舰尾流扰动对着舰悬停的影响
A @?!直升机着舰悬停控制系统结构
在着舰最后阶段&直升机盘旋于甲板上空进入定点悬停模态&该模态是在具备姿态控制*高度控制的基础上&以位置反馈信息为基准的精确位置控制%图+为着舰悬停控制系统的结构框架&利用传统的高度*姿态*位置三个环节的=32控制器&将期望悬停点信息与直升机当前位置姿态信息同时传进控制解算模块单元&计算得到期望直升机实际位置与悬停点的位置偏差&以此为控制变量&进而调整直升机的高度*姿态与位置&以到达悬停的目的
%
图+!定点悬停控制结构图
图+中&直升机的系统建模会受到质量时变*高空重力加速度变化*弹性形变气动外形*飞行状态参数等众多
因素的影响&若将所有因素纳入考虑范围&系统的数学模型势必极其复杂&因此&直升机数学模型的建立基于以下几点假设)
%
"视直升机为刚体&其质量为常数&忽略弹性形变和旋翼姿态变化的影响$
""假设地面坐标系为惯性坐标系&重力加速度视为定值$
$
"忽略地球的曲率&即所谓的0平板地球假设1$*
"假定重力加速度不随飞行高度变化$)"直升机具有对称平面&惯性积3D O &3
O ]&#$(
"忽略纵向*横侧向运动间耦合'%$(
%据此&直升机小扰动线性化方程的状态空间形式如式!%%
")R D &N D *P `
O &$
D *2
%`!%%
"式中&(状态变量)
D &'`G @+56R +R 5R 6(
!%""!!其中)
`*G *@分别为直升机的飞行速度在机体坐标系三轴上的分量!前向*侧向*垂向速度"$+*5*6分别为直
升机的俯仰角*滚转角*偏航角$R +*R 5*R 6分别为直升机的
角速度在机体三轴上的分量!俯仰*滚转*航向角速度"%
)输入变量)
`&'.A .8.E .-(
#
!%$"!!依次代表纵向周期变矩*横向周期变矩*尾桨桨距*
总距%
通常&直升机上各主要气动参数与扰动量成线性变化关系&以此来研究直升机性能&既使问题简化&又能达到应有的准确度%
式!%%"中),.$+?+&!&#+0
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5R ``5R `G 5R
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&3&Y R E .分别为直升机的气动导数&5R ``
&F
R `F `&5R `G &F R `F G &3&以此类推%A @A !引入舰尾流干扰后的系统响应
为便于把第%节建立的舰尾流随高扰动模型引入直升机悬停控制系统&将舰尾流在纵向*横向*垂向分别产生
的三个扰动分量视为直升机的扰动输入'`/G /
@/(#
&引进直升机的状态方程中&因此&原输入向量`f '.A !.8!
.E !.-(#
做相应的改变&得到)`f '.A !.8!.E !.-!`/!
G /!@/(#
%
原状态矩阵'阵的前三列元素均与三轴速度`*G *@的
变化直接相关&将它们分离出来与原输入矩阵(进行合并
得到G P %同时&原!矩阵由!f #+l *改变维数至G !f #+l '原状态矩阵'与耦合矩阵，保持不变%
因此&引入舰尾流随高模型后的直升机的状态方程需改写为)
R D 5R G 6H
F &'D *
G (
H `O 5R G 6H
F &,D *
G !
H 2
`!%(
"!!其中)G (
阵的具体表达式见式!%'"所示&这里的'!)&."*(!)&."分别为式!%*"!%)"中'*(矩阵的第)行*第.列对应的元素%
G (
&P !%&%"P !%&""P !%&$"P !%&*"N !%&%"N !%&""N !%&$"P !"&%"P !"&""P !"&$"P !"&*"N !"&%"N !"&""N !"&$"P !$&%"P !$&""P !$&$"P !$&*"N !$&%"N !$&""N !$&$"P !
*&%"P !*&""P !*&$"P !*&*"###P !)&%"P !)&""P !)&$"P !)&*"###P !(&%"P !(&""P !(&$"P !(&*"###P !'&%"P !'&""P !'&$"P !'&*"N !'&%"N !'&""N !'&$"P !&&%"P !&&""P !&&$"P !&&*"N !&&%"N !&&""N !&&$"P !+&%"P !+&""P !+&$"P !+&*"N !+&%"N !+&""N !+&$789
:
"!%'
"!!综上&在直升机悬停飞控系统中引入(级海况下的舰尾流随高扰动模型进行仿真&观测其输出响应&条件设置)假定直升机起始位置对舰坐标为!#&#"&定点悬停位置坐标!(#&(#"&初始飞行纵向地速"K +I &侧向地速#K +I %在图*所描述的拟合规律中&当直升机悬停在距离舰船高)&%
#米时受到扰动强度较大&可设定直升机理想悬停高度为(米&仿真结果如图%#&%'组所示
%
图%#!
俯仰角响应
图%%!
倾斜角响应
图%"!
航向角响应
图%$!高度响应
结合文献'%*
(中给出的直升机悬停系统的动态性能指标要求与仿真结果&对比如表%所示%
表%!着舰系统输出响应性能情况指标精度范围仿真结果俯仰角p %满足倾斜角p %m 满足航向角p %m 满足悬停高度p "K
不满足纵向地速p %!"K +I 满足侧向地速
p %!"K +I
满足
!
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