黑鹰直升机飞控系统及仿真
飞行控制系统的侧向控制matlab仿真
飞行控制系统的侧向控制matlab仿真介绍飞行控制系统在飞行器中起着至关重要的作用，它负责控制和调整飞行器的姿态和运动。
其中，侧向控制是飞行控制系统的一个重要部分，它可以影响飞行器的侧向动态特性和机动性能。
本文将介绍如何使用MATLAB进行侧向控制系统的仿真，并详细探讨该任务的内容和相关实现方法。
侧向控制系统的组成控制框图侧向控制系统通常由以下组成部分构成： 1. 输入信号：包括飞行器的姿态、角速度等信息； 2. 传感器：负责采集飞行器的状态信息，如加速度、陀螺仪等； 3. 控制器：根据输入信号和传感器信息，生成控制指令； 4. 执行器：根据控制指令，调整飞行器的姿态和运动。
详细说明在侧向控制系统中，控制器起着至关重要的作用。
它通过对输入信号和传感器信息进行处理和分析，生成相应的控制指令，以调整飞行器的侧向运动。
具体而言，控制器通常包括以下几个模块： 1. 姿态控制：用于控制飞行器的姿态，如滚转、俯仰和偏航； 2. 舵面控制：用于控制飞行器的舵面，如副翼和方向舵；3. 纵向和横向耦合控制：用于处理飞行器纵向和横向耦合特性，以提高侧向控制系统的性能； 4. 鲁棒控制：用于提高侧向控制系统的稳定性和鲁棒性。
MATLAB仿真实现建模在进行侧向控制系统的仿真前，首先需要对飞行器进行建模。
建模过程中需要考虑飞行器的动力学特性以及控制器的设计要求。
动力学模型飞行器的动力学模型可以使用欧拉法、四元数等表示。
在侧向控制中，常用的是欧拉法建模。
例如，对于二维飞行器，其动力学方程可以表示为：m * x'' = -g * sin(theta) - D * x'm * y'' = g * cos(theta) - D * y'I * theta' = M其中，m表示飞行器的质量，x和y分别表示飞行器在水平和垂直方向的位移，theta表示飞行器的俯仰角，g表示重力加速度，D表示阻尼系数，I表示飞行器的惯性矩，M表示扭矩。
无人直升机实时仿真系统设计与实现
无人直升机实时仿真系统设计与实现摘要：实时仿真软件是飞行仿真系统的核心，是无人直升机研究中不可缺少的一部分。
首先介绍了软件开发的硬件环境。
在分析飞行仿真应用需求的基础上，划分了仿真软件的实时模块任务，并成功应用于模型动态模块、传感器模块和实时仿真软件的实现。
飞行仿真系统试验是无人直升机研制中降低风险的重要环节，软件部署的质量直接影响飞行仿真试验的成败。
本文设计并开发了一个基于RTOS 32+DOS操作系统和VC6.0软件的实时仿真系统。
关键词：无人直升机；实时仿真；系统设计1、前言目前的无人机作为一支军事力量发挥着重要作用，在民政领域也同样如此，这一点已得到世界各国的广泛认可，开辟了广阔的发展前景。
它具有隐蔽性好、生存能力强、起降方便、成本低、不怕损失等特点。
飞行仿真技术在无人机的研制和后续验证过程中起着非常重要的作用。
飞行仿真以飞机运动为基础，面向复杂系统。
首先根据空气动力学、空气动力学理论和飞行控制原理建立相应的数学模型，然后在此基础上进行仿真分析。
飞行仿真可以应用于飞机气动设计、性能评估控制系统研制、飞行操作培训、模拟恢复性训练、科普教育等。
航空业作为一个高科技、高投资、高风险的行业，不依赖科学可靠的系统建模理论，仿真方法和结果正在逐步形成目前，世界航空当局已经建立了自己的飞行仿真实验室，它已经成为现代仿真技术发展的一个重要分支。
2、硬件开发环境飞行仿真系统是确保无人直升机研制成功的重要验证环节，仿真系统硬件包括模拟计算机、飞机控制、电源和光学显示平台、外部运动学模型、飞控手操作界面、操作摇杆，飞控手应负责无人直升机的飞行控制，并在校验通过后发布舵面信息；仿真计算机应负责从传输至飞控计算机的数据中获取动态解模型；根据地形，平台可以三维显示当前飞行模式；外部动态模型机可以在不安装气动直升机模型的情况下运行；人机交互可以实时模拟人工操作的过程。
本文设计用于基于嵌入式现场的实时仿真，广泛应用于基于计算机的体系结构仿真堆栈总线PC104。
RASCAL 直升机设计与测试的控制律研究
RASCAL设计与测试的控制律研究Abstract设计了两种独特的控制律,在军队/NASA Rotorcraft Aircrew Systems Concepts Airborne Laboratory (RASCAL)的 JUH-60A黑鹰上测试,第一套控制系统使用简单的速度反馈,来促进RASCAL的飞行控制系统的第一次和后来的飞行品质,第二套系统由更复杂的模型跟随结构所组成,两套系统都得以广泛的发展和测试,采用’’台式机到飞行”,分析,仿真工具,飞行测试与模型预测的响应很吻合,提供了证据与自信来发展未来RASCAL的飞行控制系统将是有效和精确的.Introduction本文描述了RASCAL的两套控制系统,一套的特征是响应反馈,一套是模型跟踪,RASCAL是一种Sikorsky JUH-60A黑鹰直升机,改装后用于研究,加装了一套可编程,高带宽, full-authority的研究飞行控制系统,改装内容包括平行液压作动器,高性能飞行控制计算机,通过传递系统使安全驾驶员把控制作用与有线飞行系统传递,右座副驾驶员的位置(周期变距驾驶杆,踏板等)得以移除,代之以侧向三轴控制器,以及电子总距控制驾驶杆, RASCAL配置的主要细节可参考文献1. RASCAL由军方与NASA共同研发,是一种高度灵活的平台,可用于探索宽范围的飞行控制,战场演示,相关系统配置,飞行控制的研究能力是由一系列桌面与地面仿真工具,所支持的,以确保新概念的高效,快速和安全飞行测试, RASCAL 还可以被当作一种变稳定的飞行模拟器,文中所述模型跟踪控制律很适合于此.飞行控制发展过程台式电脑到飞行发展环境The Army/NASA Rotorcraft Division hasdeveloped a set of software tools enabling designers to take a flight control concept from inception to flight test in an efficient and reliable process.The first step in the process is the selection of a math model of the aircraft dynamics. In the case of RASCAL, 6-degree-of-freedom (DOF) and 10-DOF linear models of the unaugmented UH-60 at a variety of flight conditions have been previously identified2 from flight test data using the Comprehensive Identification from Frequency Responses (CIFER?3) software. In addition, a validated non-linear real-time simulation code (GenHel) is available,4 enabling the robustness of a control system design to be subsequently evaluated throughout the entire flight envelope.军队/NASA Rotorcraft 分部发展了一系列工具软件,来使得设计者的飞行控制构想可以从起初到飞行测试得以有效和可靠的实现,第一步是选择飞行器动力学的数学模型,在RASCAL, UH-60在各种飞行条件下的未放大的六自由度和10自由度的线化模型被预先辩识,使用频率响应的综合辩识软件,来源于飞行测试数据.另外一种已经验证过的非线性实时模拟程序被应用,使得控制系统设计的鲁棒性能可以在整个飞行包线内得以评估.Control loops are then designed around the linear math model using the MATLAB / Simulink? Control system modeling tools and the Control Designer’s Unified Interface (CONDUIT?) analysis/optimization environment.5 CONDUIT? is used to evaluate andoptimize the control law gains to simultaneously meet a broad variety of stability, performance, and handlingquality specifications, as well as certain hardwarelimitations such as actuator rate capabilities.使用MATLAB / Simulink控制系统模型工具和控制设计统一分析优化环境来设计控制回路, CONDUIT 被使用于评估和优化控制律增益,同时适合宽泛的稳定性,性能要求,操纵能力,以及如作动器速率等硬件限制的变化,The resulting closed-loop models may be flown in aworkstation-based, real-time, piloted simulation (theReal-time Interactive Prototype TechnologyIntegration/Development Environment, RIPTIDE) toevaluate qualitative aspects such as control sensitivityand control mode transitions.6 The RIPTIDE facility atNASA Ames is equipped with a panoramic projectiondisplay system and an electromechanical backdrivencyclic controller to provide additional fidelity to thisotherwise low-cost fixed-base piloted simulation tool.结果的闭环模型放入一个基于工作站的实时,用模拟驾驶(实时交互技术,集成/研发的环境)来评估性能,比如控制敏度,控制模式转换, RIPTIDE设施装备有全景的目标展示系统和机械电子的变距控制器,来提供更多的仿真度给这个低费用,固定驾驶模拟器.Final checkout and pilot familiarization with thecontrol laws is accomplished using the RASCALDevelopment Facility’s hardware-in-the-loopsimulator,7 which includes the flight control computer,evaluation pilot interface, and high-fidelity real-timenon-linear simulations of the RASCAL research flightcontrol actuators, sensors, and UH-60 dynamics.最终的检查和驾驶员熟悉控制律已经完成,使用RASCAL的人在回路设备,包括飞行控制计算机,评估驾驶界面, RASCAL研究的飞行控制作动器,传感器和UH-60动力学的高仿真度,实时非线性模拟. Prior to approval of the flight control software forrelease to the aircraft, it undergoes a controlled test andevaluation sequence in the Development Facility (DF),after which it is loaded into the aircraft’s flight controlcomputer. Once the basic functionality of the softwarehas been checked in flight, the flight control laws arevalidated by recording closed-loop piloted doubletsand/or frequency sweeps. These flight test data are thenanalyzed using CIFER? to extract frequency responses.The flight test time histories and frequency responsescan then be compared to the responses predicted by thesimulation model.预先批准把飞行控制软件准用于飞行器,在Development Facility (DF),经历了一个控制测试和评估顺序,然后才安装入飞机的飞行控制计算机,一旦软件的基本功能在飞行中得到检查,飞行控制律得以验证通过记录的闭环或扫频,然后用CIFER软件来分析这些数据,提取出频率响应,然后可以把飞行测试中的时间历程和频率响应和之前模拟模型的作比较.RASCAL is the first in-house Army/NASAprogram to utilize the full suite of desktop-to-flighttools. However, the preceding description of thedesktop-to-flight process has been proven out in severalrecent flight vehicle development activities conductedwith industry partners, including the Kaman AerospaceBroad-area Unmanned Responsive ResupplyOperations (BURRO) 6000-lb unmanned helicopter,8the Northrop-Grumman/Schweitzer Fire Scout VerticalTake-off Unmanned Aerial Vehicle (VTUAV),9 and theMicrocraft iStar 9-inch diameter unmanned vehicle.10RASCAL是首个军队/ NASA的室内项目,利用整套桌面到飞行的工具,然而, 前述桌面到飞行过程,最近已经由工业伙伴所承担的的几个飞行器发展活动所证明是合适的,包括BURRO 6000-lb无人直升机,诺斯-格鲁曼垂直起飞无人飞行器,微航-9英寸,无人机.RASCAL Flight Control ComputerThe RASCAL Research Flight Control ComputerAssembly (RFCCA) is divided into two physicallysegregated elements: a Flight Control Computer (FCC)and a Servo Control Unit (SCU). This architectureallows a great deal of freedom in the development andtesting of new flight control laws, while protecting theaircraft and systems from any unforeseen anomalies inthose control laws, or in system operation. A summaryof the RFCCA is provided here, while greater detail isavailable in Ref. 1.RASCAL 飞行控制计算机RASCAL 研究飞行控制计算机组合(RFCCA)包括两个隔离的物理单元:飞行控制计算机(FCC),伺服控制单元(SCU).这种结构在发展和测试新飞行控制律时,允许许多空间自由,从而在控制律或者系统操作发生未料的异常情况下可以保护飞行器和系统, RFCCA的总结提供于此,其它细节可参考文献1.The SCU is a dualized system that comprises theRFCCA’s interface to the aircraft and is responsible formonitoring the RFCS for safe operation. The SCUoperates with the assumption that a hardware failure,sensor failure or flight control law failure could occur atany time, and continuously monitors a wide variety ofparameters. The SCU’s monitoring software detectsand captures failures that would generate unacceptablylarge flight control transients, and in such an eventreverts the aircraft to safety pilot control in less than100ms. The design criteria for the monitors wereestablished through piloted simulation researchconducted at Ames using the Vertical MotionSimulator; details may be found in Ref. 11. Functionaltesting, fine-tuning, and validation of the monitors wasaccomplished in the RASCAL DF as well as on theaircraft.SCU是一种双核系统,把RFCCA的界面整合入飞机,负责监控RFCS的安全操作, SCU的操作假定硬件失效,传感器失效,或者飞行控制律失效,会在任何时间发生,持续监控大量的参数. SCU的监控软件察觉和捕获失效,将产生不可接受的大的飞行控制瞬变,在这样的事件中.不到100毫秒内,恢复到安全的驾驶控制状态,监控的设计标准是通过驾驶模拟研究建立的, 在Ames使用竖向机动模拟,细节可参考文献11,功能测试,以及监控的批准都是在RASCAL DF与飞机上完成的.The FCC hosts the flight control law code. TheFCC is a single-channel system. A basic set of softwareelements provides a standardized interface to sensordata, pilot inputs and aircraft actuator outputs forimplementation of flight control laws. This allows theflight control law development to take place at a highlevel, without requiring knowledge of theimplementation details of each system interface. Forexample, commands generated by the FCC are in “pilotaxes”, i.e. inches of equivalent UH-60 inceptordisplacement, which the SCU translates through asoftware representation of the Black Hawk’smechanical mixing box into “servo axes”, i.e. inches ofdisplacement of the forward, aft and lateral researchservos driving the UH-60 primary servos (and in turnthe swash plate) as well as the tail research servo thatdrives the tail rotor primary servo. Because thetranslation from pilot axes to servo axes is handled inthe SCU, it is transparent to the flight controldeveloper, who needs only to be concerned withproducing control law commands in “pilot axes”.FCC是飞行控制律程序的主机,是一个单通道的系统,基本的软件单元提供传感数据标准的界面,驾驶输入和飞机输出来实现飞行控制律,这就使得飞行控制律可以发展到一个很高的阶,不需要每个系统界面的实现所需要的细节知识.比如,由FCC产生的命令在驾驶轴,也就是,离初始位移几英寸的距离, SCU通过表示飞机机械特性的软件把驾驶轴转换为伺服轴,也就是,朝前几英寸,尾部和侧向的研究伺服驾驶UH-60主要的伺服机构,与尾部研究伺服驾驶尾旋转主要伺服一样,因为把驾驶轴转换为伺服轴是需要提交SCU完成,很显然,对于飞行控制的发展,只需要考虑驾驶轴中的过程控制律,Baseline Control Law DevelopmentAn initial set of control laws was designed expresslyfor the first flight and system qualification phase of theRASCAL RFCS. These “baseline” control laws wereintentionally simple, consisting of only the minimumelements needed to provide basic stability augmentationin a manner compatible with the RASCAL sidestickinceptor. The rationale for using simple control lawsfor the earliest work on the aircraft was that anyanomalous behavior of the overall RFCS would beeasier to identify, and comparison of the aircraftresponse to that of the simulation model would be morestraightforward.基线控制律研究.初始的控制律设计明确是为RASCAL RFCS首次飞行和系统限制阶段,,这些基线控制律是有意简化,由最小单元组成,需要提供基本稳定放大,采用一种和RASCAL边初始兼容的方式,使用简单控制律进行飞行器的早期工作的基本原理是RFCS任何异常行为能够容易被识别,比较飞机的响应和模拟模型也会更直接简单.The baseline control laws therefore included onlyrate feedbacks to pitch, roll and yaw; collective was“direct-drive” from the RASCAL inceptor. Low-gainintegrators in pitch, roll and yaw provided trim followup,which slowly trimmed the sidestick to centerposition as the aircraft trim state varied with flightcondition. Synchronization of the control law outputwith the safety pilot controls was provided to preventtransient behavior at the instant of RFCS engagement.Figure 2 illustrates the architecture of the pitch channel,which is representative of the roll and yaw axes. which is representative of the roll and yaw axes基线控制律因此仅包括俯仰,滚转,偏航的速度反馈,总距是从RASCAL inceptor开始的”直接驾驶”,采用低增益积分器对俯仰,滚转,偏航,提供剪裁,慢慢的从边到中间位置,当飞机裁剪状态随着飞行条件而变化,安全驾驶控制与控制律输出的同步性, 在RFCS的瞬间,提供了瞬态行为的阻止,图2说明了俯仰通道的组成,同样代表了滚转,偏航通道.The control laws included limiters on authority,rate, and the trim integration; the rate limits, as well asmost system gains, were manually adjustable in-flightvia the RASCAL cockpit’s Control/Display Unit(CDU).控制律包括权限,速率,和微调积分,速率限制和其他大部分系统增益一样,在飞行中手动可调,通过RASCAL驾驶员座舱的控制/展示单元.To accurately represent the dynamics of the totalsystem, it is essential to include the high frequencyelements. In the case of helicopters, the delayintroduced by these elements (in particular, the mainrotor) is a key limiting factor for the achievablebandwidth of the flight control system. 12 Thecontributing elements in the RASCAL RFCS are listedin Table 1.为了精确表现全部系统的动力学,有必要包括高频单元,在直升机中,这些单元(特别地,主轴)所产生的延时,是飞行控制系统可达到带宽关键的限制因素,表1列出了主要贡献的单元.The initial values of the control system gains weredesigned using total system models of the aircraft at thehover, 80 knot and 130 knot flight conditions. Thesystem models included 6-DOF linear models of theUH-60 rigid-body dynamics, with second-ordernonlinear models of the RASCAL RFCS actuators andUH-60 primary actuators, and Padé approximations ofthe sensor and computational delays. Models of thesensor filters to be used in the aircraft were alsoincluded. CONDUIT was used to analyze the brokenloop,on-axis frequency responses for each of the threeflight conditions to select the rate feedback gains.Modest crossover frequencies in the range of 2 –3rad/sec were selected to avoid excitation of unmodeledrotor and structural modes, while attempting tomaintain the MIL-HDBK-1797 stability marginguidelines of 45 deg phase margin and 6 dB gain margin.13 A single set of gains was selected to cover all flight conditions.使用飞机的完全系统模型来设计控制系统增益的初始值,盘旋状态,80~130海里/小时,系统模型包括6自由度UH-60刚体动力学线性模型, RASCAL RFCS作动器和UH-60主作动器采用二阶非线性模型, Padé近似传感器与计算延迟,还包括飞机的传感器滤波, CONDUIT被使用于分析三种飞行条件下的破环,在轴的频率响应,来选择速度反馈增益, 2 –3rad/sec范围内的交叉频率选择来避免非建模旋转和结构模态的激励,当试图维护MIL-HDBK-1797的稳定裕度,45度相位裕度和6 dB幅值裕度,一个简单的增益被用于覆盖所有的飞行条件.Control authority limits were set to approximate thecontrol throws of the UH-60’s mechanical flightcontrols, although in practice the SCU control limitmonitors were reached first. The trim integrators werelimited to prevent wind-up; the limits were chosen tomaintain 20% control margin, at the expense of reducedtrim authority. The resulting gains were, incidentally, agood approximation of the responses of the ratefeedbackportion of the UH-60 stability augmentationsystem.控制权限被用于近似UH-60的飞行控制,虽然实际上, SCU的控制限制监控器已经首先到达,修剪积分器被限制来阻止wind-up;限制被选择于维持20%的控制裕度,为此造成减小修剪权限的损失,结果增益是,偶然的, UH-60稳定放大系统的速度反馈部分的响应的一个很好近似.During the course of flight testing, a lightly-dampedaeroservoelastic mode at about 6.5 Hz was observed inforward flight with sustained load factor, such as duringturns and pull-ups. The pitch rate sensor filter wassubsequently adjusted to a lower cutoff frequency (3Hz) to increase attenuation at the modal frequency.This eliminated the resonance.在飞行测试过程中,在前向飞行中,一个轻微-阻尼的有过载因素的6.5 Hz气动伺服弹性模型可以观察到,比如说在转弯和起飞, 当达到模型频率时,俯仰率传感器滤波随后得以调整到一个更低的截止频率来增加衰减,,这样就消除了共振.Early in the test program, records of piloted doubletmaneuvers were obtained and analyzed using CIFER®to check the accuracy of the model predictions. Asseen in Figure 3, the modeled response is a reasonablematch to the flight-identified response, despite thelimited frequency content of the doublet control input.Piloted frequency sweeps were also obtained and theidentified frequency responses generally matched themodel predictions well. Once the basic systemperformance was validated, the focus of the project wasplaced on bringing the more advanced set of controllaws onto the aircraft.在测试任务的早期,使用CIFER得到并分析记录下的piloted doublet(双座?)机动,用于检查预先模型的精确性,如图3所示,模拟的响应和飞行中辩识的响应相信是匹配的,尽管限制频率是双控制输入,遥控扫频同样得到,辩识的频率响应与预先模型一般很好地匹配,一旦基本系统的性能得到确认,项目的重点将是把更先进的控制律置于飞机上.Advanced Control Law DevelopmentRASCAL’s advanced control laws were developedby Boeing Helicopter, and have Advanced Digital-Optical Control System (ADOCS) and RAH-66Comanche heritage.14,15,16 The control law softwarewas generated using Boeing-proprietary pictures-tocodealgorithms. That code has, to date, been utilizedin the RASCAL flight control computer, but the controllaws have also been ported to Simulink? for parallel usein the project’s desktop-to-flight tools.These control laws were intended to be a robust andstable foundation for system validation, and to provideflexibility for future development;1 they are of anexplicit model-following architecture.先进控制律开发.RASCAL的先进控制律是由波音直升机公司开发的,有先进的数字光学控制系统, (ADOCS) 和 RAH-66科曼奇血统,控制律软件是由波音公司的图像到代码算法所产生的,那些代码被用于RASCAL飞行控制计算机,到期了,但是控制律被转入Simulink,从而可以平行使用项目的”台式机到飞行”工具, 这些控制律对于系统批准是趋向于稳健和稳定的基础,并为将来的开发提供弹性,他们是一个明确的模型-跟踪架构.Model-Following ConceptA brief overview of the characteristics of a model followingcontrol system is provided here to help thoseunfamiliar with the concepts understand the discussionthat follows; much more thorough treatments may befound in References 17 and 18. Model-followingcontrol systems are typically comprised of feedbackcompensation H(s) to stabilize the vehicle and rejectdisturbances, a feedforward element F(s) consisting ofan inverse model of the aircraft dynamics P-1(s)together with a model of the feedback compensationH(s), and a command model M(s). These elements areillustrated conceptually in Figure 4. For purposes ofanalysis, the architecture of Figure 4A can be reorganizedas shown in Figure 4B. Combined, thestabilization and feedforward portions produce atransfer function of unity:模型-跟踪概念这里是模型-跟踪控制系统特性一个简短的介绍,以帮助不熟悉此概念的理解以下的讨论,更多彻底的处理方式在文献17,18.模型-跟踪控制系统主要的是由反馈补偿H(s)来稳定飞机和阻止干扰,前馈单元F(s)由飞机动力学的反转模型P-1(s)和反馈补偿H(s),指令模型M(s) 所组成,这些单元在图4中得到概念性阐述.为了分析,图4A可以被重新组合变为图4B,通过组合,稳定和前馈部分产生了一个一致传递函数.Assuming a perfect and realizable inverse model of theaircraft P-1(s) is available, the vehicle response θ willexactly track the model response θm. In practice, it isnot feasible to attempt to cancel the high-frequencydynamics such as those associated with the rotor andactuators. At the same time, low-frequencycharacteristics such as aerodynamic trim effects orweight or center of gravity effects that are notcompletely cancelled can be easily suppressed by thestabilization loop. Therefore, simple first- or second orderrepresentation s usually suffice for the inversemodel.假定一个完整而可实现的反转模型P-1(s)是可以利用的,飞行器的响应θ将完全跟踪模型的响应θm,实际上,取消高频动态比如与转轴和作动器有关的,并不可行,同时,低频特性比如气动力剪裁效果或者重力或质心,没有被完全取消,能够容易的被稳定回路所抑制,因此,简单的第一或者第二阶表现通常就可以满足翻转模型的需要了.Because the aircraft’s principal inherent modes arecancelled, the desired dynamic response may beintroduced as the command model M(s). From Figure 4,it is evident that the model-following architectureprovides a high level of modularity and lends itself toincremental evolution and development. Changing acommand model does not necessitate changing thefeed-forward shaping, or the feedback stabilizationelements; adding feedback loops or control structures isstraightforward. These attributes make this architecturedesirable for a flying laboratory such as RASCAL, inwhich the flight control requirements are expected toevolve and change from project to project. The inflightsimulation features of RASCAL would mainlyrely on this model-following control law structure.因为飞机的主要的固有模态被取消,需要的动态响应可以被介绍做为指令模型M(s),从图4可见,显然,模型跟踪架构提供了高水平的模块,并且给他自己能够继续演化与发展,改变一个指令模型并不需要改变前馈模型或者反馈稳定单元增加反馈回路或者控制结构是直接的方法,这些属性使得此架构需要如RASCAL一样的空中实验室,在里面飞行控制需求不断随着任务的改变而变化, RASCAL的飞行中模拟特性将主要的依靠这个模型跟踪控制律结构.Figure 5 illustrates the basic implementation of themodel-following concepts shown in Figure 4 into theRFCS pitch channel.The current RASCAL model-following control laws(MFCL) reflect standard features developed forrotorcraft over the past decade. They providehover/low-speed control modes of pitch and rollattitude-command, attitude-hold stabilization (ACAH),together with heading rate command, direction(heading) hold stabilization (RCDH). These controlcharacteristics are implemented as simple first- andsecond-order linear command models. The commandmodels produce first-order angular rate responses andsecond-order attitude responses to pilot inputs. Theresulting rate and attitude commands drive thefeedforward dynamics and the stabilization loops.图5阐明了RFCS俯仰通道的基本实现方式,采用图4中的模型跟踪概念,最近的RASCAL模型跟踪控制律(MFCL)反映了过去十年为旋翼飞行器所开发的标准特性,他们提供了盘旋/低速的俯仰与滚转姿态-指令与姿态-保持的稳定控制模式,与导向速度指令,方向保持稳定一起.这些控制特性得以增强作为简化的一阶和二阶线性指令模型,这些指令模型产生一阶角速率响应和二阶姿态响应到驾驶(遥控?)输入,产生的速度和高度指令推动了前馈动力和稳定回路.In the hover/low-speed modes, pitch and roll controlinclude a low-gain trim follow-up, as described for thebaseline control laws, to maintain a centered sidestickposition corresponding to trimmed flight. Between 40and 50 knots, the control laws automatically transitionto their forward-flight modes: pitch attitude command,velocity hold (ACVH); roll rate command, attitude hold(RCAH); and yaw rate command, direction hold (RCDH) with automatic turn coordination. Thetransition is accomplished through a combination ofswitching the command model from second-order tofirst-order (in the case of roll) and blending in theadditional stabilization loops (in the case of airspeedhold and turn coordination.) Table 2 summarizes thecontrol modes and transitions.在盘旋/低速模型中,俯仰和滚转控制包括一个低增益微调跟随器,如同基线控制律中所描述,为维护一个中立侧边位置,与剪裁的飞行一致.在40到50海里/小时,控制律自动地转换到前飞模式:俯仰姿态指令,速度保持;滚转速度指令,姿态保持;偏航速度指令,方向保持,并且自动转方向,转换得以完成,通过一个组合,把二阶模型滑移到一阶模型(在滚转中),混合附加的稳定回路(在飞行速度保持和转方向中),表2总结了控制模式和转换.The control law architecture also has provisions fortransitioning to and from a ground-taxi mode, butcurrent research plans encompass only airborneoperations.As discussed above, the feedforward dynamicsinclude an approximation of the inverse of the aircraftdynamics. The inverse model is of low order and is notvaried with flight condition; instead, trim maps and theinherent low-frequency cancellation characteristics offeedback are used to accommodate these changes in theaircraft characteristics across a range of airspeeds.控制律架构同样提供了转换到和从地面-滑行模式,但是最近的研究计划只包含空中操作,如同以上讨论,前馈动力包括一个飞机动态的近似反转,反转模型是低阶和不随飞行条件而变化,代替的是,修剪的图和固有低频的反馈取消属性被用于容纳这些飞机属性的改变,在通过的某个速度范围内. MFCL TestingPrior to flight testing, the MFCL were testedextensively, first in a piloted simulation at BoeingPhiladelphia1, then in a desktop simulation usingRIPTIDE, and finally in the RASCAL DF, to evaluateflight control modes, mode transitions, controlsensitivities, and expected flight envelope.Because the feedforward dynamics inherent to themodel-following configuration drive the servo actuatorsmuch more aggressively than did the simple baselinecontrol laws, it was anticipated that the SCU ratemonitors might be more frequently tripped. This didnot prove to be the case. In practice, pilot inputs weresmoothed by the mechanical damping built into thesidestick inceptor, and normal maneuvering has notproduced nuisance trips of the monitors.MFCL测试优先于飞行测试, MFCL被广泛地测试,首先在一个波音费城的遥控模拟,然后是在一个桌面的模拟,使用RIPTIDE,最后是在RASCAL DF,来评估飞行控制模式,模型转换,控制转换,控制敏度,以及期望的飞行包线,因为前馈动力与模型-跟踪架构固有,比简单的基线控制律更能有力的驱动伺服作动器,可以被预期, SCU速度模拟可能会更频繁犯错,这并不能证明情况.实际上,驾驶输入被初始驾驶杆的机械阻尼所平滑,正常的机动没有产生监控的损害.Following the first MFCL flight, operationalenvelope expansion flights were conducted, first toevaluate the hover/low-speed performance in which theMFCL paths are simplest, followed by the high-speedregimes, which bring in turn coordination and airspeedhold functions, and then finally to fly through thecomplex mode transitions between 40 and 60 kts.Research pilots found the MFCL preferable to thesimple control laws in several respects. The MFCLdecouples the aircraft response much more effectively,and provides very robust airspeed hold and turncoordination. Some aspects must be improved, e.g. rolland yaw sensitivities in forward flight are not wellharmonizedwith the pitch response.跟随着MFCL的首次飞行,得到了飞行操作包线的扩展,首先评估MFCL最简路径的盘旋/低速性能,跟随着高速机制,带有转弯和速度保持功能,然后最终飞行通过复杂的模式转换,从40到60海里/小时,研究遥控发现在一些情况下,对于简单的控制律,MFCL更适合, MFCL更有效的为飞机响应解藕,提供非常稳定的飞行速度保持和转向,有些方式必须得以提高,比如,前飞的滚转和偏航敏度,与俯仰响应并不十分和谐.MFCL 分析Hover frequency sweeps and doublets wereperformed to collect data for analysis. Three frequencysweeps were obtained in each of the longitudinal,lateral and directional axes. Because the vertical axis isa direct drive from the research inceptor and thereforeclosely matches the behavior of the standard BlackHawk, collective sweeps were not conducted.盘旋的扫频和重构用于收集分析用数据,在纵向,侧向和方向轴得到了三种扫频,因为在研究初始,竖向轴是一个直接的驱动,因此与黑鹰的行为比较吻合,总距扫频没有执行.The resulting data were analyzed using CIFER? toidentify the on-axis pitch, roll and yaw attitudefrequency responses. The equivalent frequencyresponses of the CONDUIT simulation model were alsogenerated. The comparison plot for the pitch response,shown in Figure 6, illustrates the good match betweenthe CONDUIT model used for flight control design andevaluation, and the in-flight results. Figure 7 shows asimilar comparison in the time domain, between the inflightand CONDUIT model responses to a longitudinaldoublet input.结果数据是使用CIFER分析,以确定在轴上的俯仰,滚转和偏航姿态频率响应,等价的CONDUIT模拟模型的频率响应也得以产生,图6所示为俯仰响应比较图,表明飞行控制设计与评估CONDUIT模型和飞行结果很吻合,图7显示一个时间域类似的比较,飞行中和CONDUIT模型响应的双输入比较.Pitch, roll and yaw bandwidths and phase delayswere calculated from the flight test attitude responses,and are listed in Table 3. Performance of the RASCALMFCL against the ADS-33E (PRF)19 handling-qualityspecifications for bandwidth and phase delay are shownin Figure 8. Although the pitch and roll axes haveattitude-response command models, trim follow-upcauses a rate-like response for steady-state inputs;ADS-33 specifies that for ACAH response types,bandwidth is defined by the 45-deg phase marginfrequency, while for rate-response systems, bandwidthis the lesser of the 45-deg phase margin bandwidth orthe 6-dB gain margin bandwidth. Thus, as seen inTable 3, the gain margin bandwidths are applicable forthe pitch and roll axes, and are significantly lower thanthe phase margin bandwidths.俯仰,滚转,和偏航的带宽和相位延迟如图8,虽然俯仰和滚转轴有姿态响应指令模型,修剪跟随造成一个类似稳定状态输入速度响应, ADS-33指定,对于ACAH响应类型,带宽必须由45度相位峪度频率决定,而对于速度响应系统,带宽小于45度相位余度或者6分贝幅值余度带宽,因此如表3所示,增益余度带宽可适用于俯仰和滚转轴,并且是显然更加低于相位余度带宽.The pitch response is Level 1, even for theaggressive Target Acquisition and Tracking missiontask element (MTE). The roll response is Level 2 forthe Target Acquisition and Tracking MTE, due to thelevel of phase delay; for other MTEs, including thosewith poor Useable Cue Environment (UCE) anddivided-attention operations, the roll response is Level1. The yaw response is Level 3 for Target Acquisitionand Tracking and Level 2 for other MTEs. However,preliminary pilot evaluations have not faulted the yawresponse as being especially sluggish, and the low yawphase delay indicates the potential to increase thebandwidth by changing the command modelcharacteristics, if it proves desirable.俯仰响应是层次1,甚至对于进攻性目标获得与跟踪任务单元(MTE).滚转响应是层次2,对于目标获得与跟踪(MTE).归因于相位延迟水平,对于其他MTEs,包括那些微弱的可用暗示环境,和分散注意操作,滚转响应是层次1.偏航响应是层次3对于MTE,层次2对于其他MTEs,然而,初步的驾驶评估并没有弄错偏航响应,即使是特别迟钝,低的偏航相位延迟表明增加带宽的潜力,通过改变命令模型特性,如果证明是需要的.As seen in both Figure 6 and Figure 8, the modelpredicts significantly more phase delay than seen in theflight response; this is due to the initial estimates usedfor sensor dynamics used in the model. The model hassubsequently been updated to provide a better match tothe flight data.如图6和8所示,模型比飞行响应预测更多有意义的相位延迟,这可归因于模型中传感器的动态的初始估计,模型随后得以更新来更好的与飞行数据匹配.For a model-following control system, performancemay be evaluated by how well the aircraft responsetracks the command model, which for an in-flightsimulator like RASCAL, might in fact represent adifferent flight vehicle. Figure 9 shows the aircraftpitch attitude response to the command model’s attitude。
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序引言：直升机和倾转旋翼飞行器是目前航空领域中备受关注的话题。
它们具有独特的飞行特性和广泛的应用领域，例如民用交通、军事任务和科学研究。
然而，设计和测试这些飞行器的过程非常复杂，需要大量的时间和资源。
这时，飞行仿真引论程序的运用就成为一种高效、经济和安全的方法。
1. 飞行仿真引论程序的概念和作用1.1 飞行仿真引论程序的定义飞行仿真引论程序是一种软件工具，旨在模拟直升机和倾转旋翼飞行器的飞行行为和性能。
它通过使用计算机模型和数值方法，将真实世界中的飞行条件和环境转换成虚拟的场景，以便进行仿真和测试。
1.2 飞行仿真引论程序的作用飞行仿真引论程序在直升机和倾转旋翼飞行器的设计、测试和培训中起着至关重要的作用。
它可以帮助工程师和飞行员在安全环境下评估飞行器的性能、稳定性和操纵特性。
飞行仿真引论程序还可以用于验证设计参数、优化飞行器的性能和改进操纵系统。
2. 飞行仿真引论程序的原理和流程2.1 飞行仿真引论程序的原理飞行仿真引论程序基于飞行动力学和控制理论，利用数值计算和仿真方法来模拟直升机和倾转旋翼飞行器的运动和飞行行为。
它主要包括以下几个方面的内容：- 飞行动力学建模：将飞行器的运动方程和操纵系统转化为数学模型。
- 环境建模：模拟飞行器在不同气象条件和飞行环境中的飞行特性。
- 飞行控制建模：设计和实现飞行器的操纵系统，包括舵面、发动机和电气系统。
2.2 飞行仿真引论程序的流程飞行仿真引论程序的工作流程大致分为以下几个步骤：- 数据收集和预处理：收集和整理直升机和倾转旋翼飞行器的相关数据，例如几何参数、惯性矩阵和飞机性能数据。
- 飞行器建模和参数化：根据数据和实际情况，建立直升机和倾转旋翼飞行器的数学模型，并对模型进行参数化。
- 场景建模和初始化：创建仿真场景，包括地形、天气和飞行器的初始状态。
- 运行仿真：运行飞行仿真引论程序，模拟飞行器在不同飞行条件下的运动和飞行特性。
直升机系统建模与控制研究
直升机系统建模与控制研究一、引言直升机起降灵活、作业范围广，尤其在复杂地形、海上作业、无法设立跑道的地方等方面有着不可替代的作用。
直升机系统建模和控制研究能够进一步提高直升机的安全性、稳定性和自动化程度，使其在不同的工况下保持良好的飞行性能。
二、直升机系统建模1. 直升机运动直升机飞行中，主旋翼将直升机提起，并产生稳定的升力，垂直方向的运动可以通过调整旋翼的推力进行控制；同时，通过调整俯仰和滚转的角度，可以在水平方向上进行移动和转向。
2. 直升机姿态直升机姿态是指直升机在空间中的独立状态，通常用欧拉角（roll, pitch, yaw）来表示。
在建模过程中，需考虑风力对直升机的影响，以及直升机自身惯性力和气动力的相互作用。
3. 直升机动力学直升机动力学是指直升机在受到外力作用下的运动规律，包括机体运动方程、电机/旋翼互动方程、旋翼动力学方程等。
三、直升机控制研究1. 直升机飞行控制系统直升机飞行控制系统需要实现对直升机的航向、高度、速度、姿态等参数进行控制。
其核心是飞行控制器，可以进行PID调节、模糊控制、神经网络控制等方式进行控制。
2. 直升机智能控制直升机智能控制是近年来的研究方向，包括遥控、自主导航、集群作业等。
目前用于直升机智能控制的技术有视觉感知、激光雷达、惯性导航、无线通信等。
3. 直升机模拟与仿真直升机模拟和仿真是评估直升机系统性能的一种有效方式，可用于评估直升机控制算法、飞行控制器、导航系统等方面，以及对整个系统进行设计和优化。
四、直升机系统控制实践1. 直升机定点控制直升机定点控制是对直升机在空中进行悬停，或在地面进行停靠的控制。
需要精确控制旋翼的推力和姿态角度，以及考虑外部因素的影响，如气流、地形等。
2. 直升机姿态控制直升机姿态控制是指在空中进行转向、上升、降落等动作时需要对直升机的姿态进行精准控制。
常用的控制方法有PID控制和神经网络控制。
3. 直升机集群控制直升机集群控制是指利用多架直升机进行协同作业。
直升机飞行模型建模与仿真研究
直升机飞行模型建模与仿真研究直升机是一种重要的飞行工具，具有升降、前进、后退和悬停等多种机动能力，在军事、医疗、交通和科研等领域都有广泛的应用。
为了提高直升机的性能和安全性，研究人员一直在进行直升机飞行模型的建模和仿真研究。
一、直升机飞行模型建模直升机飞行模型建模是指将直升机的物理特性、运动规律和控制系统等方面抽象成数学模型，以便于后续的仿真分析和控制设计。
直升机飞行模型包括机体模型、非线性数学模型和控制模型等部分。
机体模型是指直升机外形、质量分布和空气动力学特性等方面的描述。
一般采用三维体积模型或面板模型进行，可以利用CAD软件进行建立和处理。
非线性数学模型是指直升机的动力学和控制特性的数学描述，包括运动方程、力学方程、气动方程和控制方程等。
由于直升机的运动和控制特性非常复杂，因此非线性数学模型通常采用基于物理特性和实验数据的数值计算方法进行求解。
控制模型是指直升机的控制系统的数学模型，包括传感器、控制器和执行机构等部分。
控制模型可以采用线性化和非线性化方法进行建模和仿真，以评估控制系统的性能和改进控制算法。
二、直升机飞行模型仿真直升机飞行模型建模后，需要进行仿真分析，以评估机体特性、控制系统性能和飞行特性等方面的优缺点。
直升机飞行模型仿真应包括以下几个方面。
飞行动力学仿真主要研究直升机的飞行稳定性和控制性能，包括姿态稳定性、运动稳定性和控制稳定性等。
飞行动力学仿真可以采用Matlab、Simulink、ADAMS等工具进行，以模拟真实飞行条件下的机体特性和控制响应。
飞行器控制仿真主要研究直升机的控制算法和控制效果，包括姿态控制、高度控制、航向控制等。
飞行器控制仿真可以采用PID、LQR、滑模控制等算法进行，以优化直升机的稳定性和控制性能。
导航和传感器仿真主要研究直升机的导航系统和传感器系统，包括GPS、INS、气压计、陀螺仪等。
导航和传感器仿真可以采用虚拟现实技术和仿真器进行，以评估系统的精度和可靠性。
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序摘要：一、引言二、直升机和倾转旋翼飞行器概述1.直升机原理2.倾转旋翼飞行器原理三、飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中的应用1.飞行仿真技术的定义和作用2.飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中的具体应用四、直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序的设计与实现1.设计目标与原则2.程序实现的技术手段与方法3.程序的运行与维护五、结论正文：一、引言随着航空技术的发展，直升机和倾转旋翼飞行器在军事、民用等领域发挥着越来越重要的作用。
为了提高飞行器的安全性和性能，飞行仿真技术应运而生。
本文旨在介绍直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序的设计与实现。
二、直升机和倾转旋翼飞行器概述1.直升机原理直升机是一种以旋翼为主要升力装置的航空器。
直升机通过旋翼的快速旋转产生向上的气流，从而产生升力。
同时，直升机还可以通过尾部的螺旋桨来调整飞行方向。
2.倾转旋翼飞行器原理倾转旋翼飞行器是结合了直升机和固定翼飞机的一种飞行器。
在起飞和降落阶段，倾转旋翼飞行器的旋翼与直升机类似，以提供升力和操控性。
在高速飞行阶段，倾转旋翼飞行器的旋翼会倾转，使飞行器类似于固定翼飞机，以提高飞行速度和效率。
三、飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中的应用1.飞行仿真技术的定义和作用飞行仿真技术是通过计算机模拟飞行器在空中飞行的各种工况，以评估飞行器性能、研究飞行器设计、训练飞行人员等目的。
飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中具有重要作用。
2.飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中的具体应用飞行仿真技术在直升机和倾转旋翼飞行器中主要应用于以下几个方面：飞行控制系统设计、飞行器性能评估、飞行器安全性分析、飞行人员训练等。
四、直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序的设计与实现1.设计目标与原则直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序的设计目标是提供一个全面、系统的飞行仿真技术介绍，为飞行器设计和研究人员提供理论支持。
直升机飞行控制实时仿真研究
南京航空航天大学硕士学位论文摘要无人直升机飞行控制系统设计离不开数字仿真和半物理仿真验证，利用这些仿真可以极大程度上避免试飞验证过程中的事故风险、缩短研制周期、降低成本。
本文应用MATLAB/RTW 技术，设计构建了一套基于RTW与VxWorks的直升机飞行控制建模与实时仿真一体化软件环境,同时为提高仿真精度，研究了直升机非线性飞行动力学建模技术。
在直升机飞行控制建模与实时仿真一体化软件环境设计研究中，针对直升机飞行控制实时仿真的具体要求，设计了飞行控制仿真系统的硬件架构与软件组成，讨论了通信机制和具体应用；在深入剖析MATLAB/RTW技术的基础上，结合Tornado软件，建立了针对VxWorks嵌入式目标的软件交叉开发环境，并详细说明了相关文件、属性在软件开发环境建设中的作用与修改方法；根据飞控系统仿真目标机实现的功能，对目标机软件应用层任务进行划分，分析了应用层任务程序在Simulink环境下的设计要点、设计方法和实现形式，重点论述了模型任务定时驱动机制和IO设备输入输出任务的设计与实现，介绍仿真系统的执行流程，给出实验测试样例，验证所设计的一体化软件环境的可行性与可靠性。
在直升机飞行动力学建模技术研究中，讨论了一种适用于定常低速飞行状态下的直升机非线性飞行动力学建模方法，其中着重推导了引入Pitt和Peters的一阶谐波动力入流理论的旋翼桨盘运动模型。
设计编写了针对UH-60A的配平与线性化软件和Simulink环境下该直升机非线性飞行动力学模型的S函数模块，获得了直升机静态配平与动态操纵响应的仿真结果，并与实际试飞数据进行对比，验证了本文所建模型的合理性。
关键词：直升机，飞行控制，实时仿真，半物理仿真，RTW，VxWorks，飞行动力学建模iABSTRACTThe design of unmanned helicopter flight control system is inseparable from digital simulation and physical semi-simulation, using the simulation test can be a great extent to avoid the risk of accidents in the verification process, shorten the development cycle and reduce costs. In this paper, using MATLAB / RTW technology, the author designed and constructed a RTW and VxWorks-based software environment unified helicopter flight control modeling and real-time simulation. In order to improve the accuracy of flight control simulation, the author maked a research into the non-linear helicopter flight dynamics modeling.During the research of software environment unified flight control modeling and real-time simulation, in accordance with the specific requests, the author designed the hardware architecture, software components and communication structure of simulation system. By intensively analyzing of MATLAB / RTW technology, the author established software cross-development environment aiming at VxWorks embedded target, and introduced details of the relevant documents and property in the development of software environment. According to the functional requirements of flight control system simulation target machine, the author completed the division of the application-level tasks, analyzed the gist, method and realizing format of task program under Simulink environment. The timing driving of model tasks and the input and output of IO devices were focused discussion. The author has analyzed the feasibility and reliability of the software environment in accordance with simulation executive procedure test.In the research of helicopter flight dynamics modeling, the author discussed a modeling method of helicopter nonlinear flight dynamics for low speed and steady state, focusing on the derivation of blade plate motion model which introduced Pitt and Peters’s first-order harmonics rotor dynamic inflow theory. The author also developed trim and linear software and non-linear flght dynamics model based on s-function for UH-60A helicopter. Compared with data of the flight test, the author verify the validity of the flight dynamic model .Key Words:Helicopter，Flight Control，Real-Time Simulation，HIL，RTW，VxWorks，Flight Dynamics Modeling图清单图1. 1各阶段直升机代表机型 (1)图1. 2无人直升机代表机型 (2)图2. 1数学仿真、实时数字仿真与半物理仿真相互联系 (7)图2. 2飞控系统实时数字仿真原理 (8)图2. 3 飞行控制仿真系统硬件架构图 (8)图2. 4 飞行控制仿真系统硬件架构扩展图例 (9)图2. 5飞行控制仿真系统软件组成示意图 (9)图2. 6 飞行控制仿真系统软件构成图 (11)图2. 7 仿真系统通信方式 (13)图3. 1外部模式原理图 (15)图3. 2 RTW功能结构图 (16)图3. 3程序创建过程示意图 (17)图3. 4模型代码执行过程 (18)图3. 5宿主机与目标机关系 (19)图3. 6 Build Boot Rom对话框 (22)图3. 7 VxWorks组件配置界面 (22)图3. 8 Target Server设置对话框 (23)图3. 9设置系统目标文件 (24)图3. 10设置求解器 (26)图3. 11设置数据交互界面 (26)图4. 1飞控仿真目标机基本功能 (28)图4. 2目标机软件总体结构和模块组成 (29)图4. 3飞控仿真目标机软件应用层任务关系图 (30)图4. 4飞控仿真目标机软件模块设计图例 (31)图4. 5 Atomic Subsystem模块封装周期任务 (31)图4. 6高频任务向低频任务传递数据 (32)图4. 7高频任务向低频任务传递数据 (32)图4. 8使用S函数集成客户代码 (33)图4. 9基于优先级抢占的任务调度算法图例 (35)图4. 10同一优先级时间片轮转调度算法图例 (35)南京航空航天大学硕士学位论文图4. 11设置main函数模板 (38)图4. 12基于优先级的多周期任务调度机制图例 (39)图4. 13 基于有限状态机的帧同步原理 (41)图4. 14 与仿真执行相关的操作 (42)图4. 15 模型文件根目录 (43)图4. 16 自动生成源文件所在目录 (43)图4. 17验证试验原理图 (44)图4. 18验证环境现场照片 (44)图4. 19实验进行时宿主机桌面截图 (44)图4. 20串口端无数据到达时目标机软件执行时序图 (45)图4. 21串口端有数据到达时目标机软件执行时序图 (45)图5. 1直升机飞行动力学建模基本组成 (46)图5. 2 直升机常用坐标系 (47)图5. 3二维翼型气流环境 (48)图5. 4 UH-60A配平与线化工具软件 (56)图5. 5 UH-60A开环数学模型 (57)图5. 6 UH-60A直升机静态配平数据 (58)图5. 7 UH-60A直升机动态响应数据(总距上提0.5-in，100knots) (59)vii直升机飞行控制实时仿真研究表清单表3. 1目标机硬件结构特征 (20)表3. 2 BootLine参数定义 (21)表3. 3 MATLAB提供的系统目标文件 (23)表3. 4 模板联编文件相关参数 (25)表4. 1 Custom Code模块 (34)表5. 1 UH-60A直升机飞行试验主要数据 (55)南京航空航天大学硕士学位论文ix注 释 表缩略词：RTOS Real-Time Operation System实时操作系统 TLC Target Language Compiler目标语言编译器 BSP Board Support Packet板级支持包 ODE Ordinary Differentical Equcations常微分方程 FIFO First In First Out先入先出 A/D Analog to Digital模拟/数字 D/A Digital to Analog数字/模拟 符号：b M 桨叶质量矩 p β桨叶预置挥舞角 k β 挥舞铰阻尼 w β旋翼侧滑角 0θ 桨根安装角 tw θ桨叶负扭转 χ 旋翼尾迹角 π圆周率 p 滚转角速度 q俯仰角速度 c θ 横向周期变距 r偏航角速度 s θ 纵向周期变距 p滚转角加速度 μ 前进比 q俯仰角加速度 β 桨叶挥舞角 w p风轴系下滚转角速度 0β 桨叶锥度角 w q风轴系下俯仰角速度 c β 桨叶纵向周期挥舞 w p风轴系下滚转角加速度 s β 桨叶横向周期挥舞 w q风轴系下俯仰角加速度 e 挥舞铰偏置量 P U桨叶剖面垂向速度 b I 桨叶绕挥舞铰惯量 T U桨叶剖面切向速度 R 旋翼半径 0ν桨盘中心诱导速度 ρ 大气密度 c ν诱导速度一阶余弦分量 a 翼型升力线斜率 s ν诱导速度一阶正弦分量 c 桨叶弦长 1k变距挥舞耦合系数 Ω 旋翼转速 γ洛克数 r 桨叶径向位置 c λ入流比 t C 拉力系数 φ滚转角直升机飞行控制实时仿真研究C l滚转力矩系数 θ 俯仰角 C m俯仰力矩系数 ψ 偏航角 X I绕x 轴全机惯性矩 XY I 对xy 平面全机惯性积 Y I绕y 轴全机惯性矩 XZ I 对xz 平面全机惯性积 Z I 绕z 轴全机惯性矩 YZ I 对yz 平面全机惯性积承诺书本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进行研究工作所取得的成果。
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第二十四届（2008）全国直升机年会论文黑鹰直升机飞控系统及仿真郑文东陈仁良（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016）摘要：黑鹰（UH-60）直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。
对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。
本文全面介绍了黑鹰直升机的飞行控制系统的组成、控制流程及功能，并应用simulink对增稳系统进行了仿真实验。
关键词：直升机；飞行控制；稳定增稳；非线性；仿真1 引言由于直升机存在各个运动部件的气动耦合、惯性耦合、结构耦合及运动耦合，其操纵性、稳定性和机动性就变得很差。
任何受扰运动都会使直升机显出极不稳定的特性，比如悬停和小速度时受扰运动的悬停振荡模态和前飞时受扰运动的纵向沉浮振荡模态都表明无飞控系统改善的直升机的操纵是很复杂的。
因此，直升机必须加装飞控系统来改善其特性，改善直升机的操稳性能，减少各个运动部件的耦合，从而减轻驾驶工作负荷。
黑鹰直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。
对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。
本文对黑鹰直升机飞控系统进行分析，并对小速度下的运动模态进行了simulink下的仿真。
2 黑鹰直升机飞控系统模型的组成直升机模型的运动模态包括姿态运动和轨迹运动。
一般意义上，飞控系统功能便是部分或全部完成姿态与轨迹控制，并且改善飞行品质。
本文以黑鹰直升机飞控系统为例进行分析，该直升机除具有上述功能外，在设计上还有其自身的三个特点。
偏差作动器作动器作为飞控系统中单独一个通道被分离出来便是其中的第一个特点，它的主要功能是解决黑鹰直升机前飞速度80knot至180knot下速度对迎角的静不稳定特性，低于80knot由水平安定面解决；第二个特点就是水平安定面随动设计，直升机速度低于80knot时，水平安定面与速度、俯仰角和总距等参数随动。
除此之外，水平安定面在小速度爬升、巡航和自转下滑等运动下对迎角起到优化调节的作用，在自转下滑时平尾迎角为-6度，水平悬停下的平尾迎角为34度；第三个特点是混合器的设计，其功能是通过纯机械操纵进行解耦。
下面就从组成黑鹰直升机飞控系统的各个部分进行介绍和分析。
图1给出了黑鹰直升机飞控系统结构示意图，包括内回路、外回路、偏差作动器和混合器等主要部分。
内回路主要针对稳定增稳系统的姿态控制；外回路主要针对包括高度、速度和航向等在内的航迹控制。
内外回路和偏差作动器通过相应的比例缩放进入各自通道的伺服作动器与直升机配平量和驾驶员对驾驶杆的杆操纵量经过比例放大后一起进入混合器。
混合器将各个解耦通道过来的总距、纵横向周期变距和尾浆总距信号通过伺服作动器输出到黑鹰倾斜盘的模型，控制各个活动翼面的响应。
图1飞控系统结构示意图稳定增稳系统（SAS）该系统包括俯仰、滚转和偏航三个通道。
以俯仰通道为例对其结构进行分析，来自传感器的角速率信号经滤波后，一路进入时间常数为0.023秒的惯性放大环节，另一路进入截至频率为0.5rad/s的滤波器，以抑制俯仰角速率的急剧动作引起的扰动。
两路合并后通过洗出电路，洗出低频俯仰角信号，以便不影响串联作动器在限幅范围内正常工作，该洗出电路的时间常数为7秒。
对于输入信号，由于实际精确测量桨盘迎角比较困难，一般情况下，直升机的航迹角较小，可通过测量姿态角间接反映桨盘迎角。
所以，在增稳系统中，姿态角信号可通过对角速度陀螺输出信号积分或滞后一个相位角的伪积分来获得。
图2给出了俯仰通道数字增稳系统模型，响应的滚转通道与偏航通道的稳定增稳系统类似与俯仰通道的建立过程，详细建模参考文献[1]。
偏差作动器该部分是由包括舵机在内的多部件组成的一个伺服回路，是俯仰姿角、俯仰角速率和前飞速度三个参数的函数。
偏差作动器的主要功能是改善直升机在80knot至180knot 时纵向速度对迎角的静不稳定性。
图3给出偏差作动器的结构图。
偏差作动器框图各参数如下：限幅1上下限为20±；限幅3上限为10，下限为0 ；±；限幅2上下限为34.5限幅4上下限为3±；限幅5上下限为0.15±。
飞行轨迹稳定器图2 俯仰通道增稳系统结构图图3 偏差作动器的结构图这一部分是包括俯仰、滚转和偏航通道在内的飞行轨迹稳定控制器，在功能上也协调转弯控制。
对于轨迹中涉及到的诸如飞行速度、高度保持和航向保持由一个反馈作动器来调节，其参数在输出到作动器后为防止超调，需要有限幅等措施。
该系统在配平作动器前设有逻辑开关，由前飞速度、滚转角度和配平等参数决定开关的闭合，其逻辑开关接通需满足以下条件：前飞速度60knotφ≥度、配平开关释放。
图4V x≥、滚转角2为俯仰通道的结构图：图4 俯仰通道飞行轨迹稳定结构图混合器该系统在功能上主要是通过纯机械控制对总距、纵横向周期变距和尾浆总距解耦。
将各个通道对总距、纵横向周期变距和尾浆总距的控制输入通过伺服器操纵旋翼和尾浆进行解耦。
各个通道的输出信号即混合器的输入信号由以下几部分组成：稳定增稳系统输出对变距产生的补偿量、偏差作动器输出对变距产生的补偿量、直升机配平量和驾驶杆输入量对变距产生的补偿量。
图5为纵向周期变距结构图：图5 纵向周期变距混合器结构图水平安定面安装角的控制水平安定面安装在黑鹰直升机尾部，其迎角在－8度至39度可变。
在航速低于80knot 下与空速、总距位置、俯仰角速率和横向加速度随动。
其主要功能一方面是消除低速时由于下洗流对平尾的冲击导致直升机产生俯过大的仰角；另一方面是对爬升、巡航和自转下滑时的俯仰姿态进行优化。
图6为其结构图：图6 水平安定面安装角的控制结构图3 仿真通过上述对黑鹰直升机飞控系统的分析，结合直升机气动模型建立仿真系统进行仿真。
在直升机气动模型的选择上，本文选择连续时变6自由度的黑鹰直升机线化模型，以其飞控系统的俯仰和偏航增稳通道为例进行simulink 下的仿真。
黑鹰直升机线化模型以状态方程的形式描述如下：)()()(.t BU t AX t X +=)()()(t DU t CX t Y +=状态变量TX u ϕθψ= v w p q ru v w 代表纵向、横向和垂向速度，p q r 代表滚转、俯仰和偏航角速度，ϕθψ代表姿态角。
U(t)= 输入量δδδδ c a e r 为总距、横向周期变距、纵向周期变距和航向尾桨总距操纵 变化量，输出为四个反馈偏差量A B θθ 11o r分别表示横向周期变距、纵向周期变距、总距和尾浆变距量，属多输入多输出系统。
直升机在时速20knot 下的状态阵分别是：A=-0.0104-0.02240.0374 2.828-0.1883-0.115100.2282-9.7460.0181-0.05820.0069-0.0021-370-0.228200.9961-0.146-0.0255-0.3834370.3402-0.39.746-0.996100.00110.01120.0034-0.8910.2894-0.02970000.0233-0.03960.0175-1.73-3.6040.0443000-0.00560.0086-0.0037-0.7563-0.2857-0.36620000001-0.102200000000 1.0052000000000100⎛⎫⎪⎪ ⎪⎪ ⎪ ⎪⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪⎪ ⎪ ⎪⎝⎭B ＝0.97070.0329-1.5820.91430.0620.95420.0499-1.338-7.3770.0453-1.037 1.0740.0273-0.00380.3516-0.0064-0.0308 1.3390.0492-0.77590.060.027-0.00910.55500000000000⎛⎫⎪⎪ ⎪⎪⎪ ⎪⎪⎪⎪⎪ ⎪⎪⎪⎪⎝⎭C ＝0.97070.0329-1.5820.91430.0620.95420.0499-1.338-7.3770.0453-1.037 1.0740.0273-0.00380.3516-0.0064-0.0308 1.3390.0492-0.77590.060.027-0.00910.55500000000000⎛⎫⎪⎪ ⎪⎪⎪ ⎪⎪⎪⎪⎪ ⎪⎪⎪⎪⎝⎭D 为零阵本文以黑鹰直升机时速20knot 模态为例进行仿真，其增稳系统俯仰通道脉冲响应动特性曲线如图7所示：图7 俯仰通道增稳脉冲响应曲线Tδδδδ⎡⎤⎣⎦c a e r TY A B θθ=⎡⎤⎣⎦11o r4 结论从响应曲线图可以看出，飞控增稳系统各个通道都能够在在较短的时间内进入稳态边界，从而满足系统动特性响应的要求。
由于许多实际系统都存在时滞、干扰和各种非线性环节，应用simulink图形化建立增稳系统模型比数学建模简单，建立实际的仿真系统更简单、高效和实用。
参考文献[1] NASA Report 166309 UH-60A Black Hawk Engineering Simulation Program[2] 杨一栋《直升机飞行控制》，国防工业出版社2007.2[3] 陈仁良《直升机飞行动力学数学建模及机动性研究》，博士学位论文1998[4] K.Hilbert, NASA technical memorandum85890, “A mathematical model of the UH-60 helicopter”, April 1984.[5] Wayne Johnson,《Helicopter Theory》,Princeton University Press, 1980[6] European Patent EP0003947 PITCH BIAS ACTUATOR SYSTEM FOR HELICOPTER LONGITUDINAL CYCLIC PITCHDesign of Helicopter Control system Based on SimulinkZheng Wendong Chen renliang(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics.NUAA.Nanjing 210016)Abstract:As a tactics helicopter , HAWK flight control system has some characters such asmixer(mechanical control system),pitch bias actuator and stabilator control .This can give areference to design flight control system in our country. In this paper ,overall the parts of HAWKflight control system were introduced. .Finally, the control system using Simulink was examinedthrough simulation .Keywords: Helicopter ; Flight control ;Stability augmentation ; Nonlinearity ；Simulation。