專利名稱：一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領域：
本實用新型涉及一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，屬于無人直升機飛 行控制技術(shù)領域。
背景技術(shù)：
從直升機執(zhí)行的任務來看，將直升機穩(wěn)定在給定高度上飛行是非常必要的。因此 用于直升機的自動駕駛儀一般都具有第四個通道即高度通道，用于控制穩(wěn)定直升機的飛行尚度。共軸式無人直升機飛行高度的控制穩(wěn)定在國內(nèi)仍屬空白，本實用新型提供了一種 共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，該系統(tǒng)進行了綜合性的技術(shù)設計考慮，使得控制 效果良好1)設計了原理如圖2所示的低高度信號產(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)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)設計了原理如圖3所示的總距跟蹤電路，可以減小飛行控制模態(tài)切換對系統(tǒng)的沖 擊ο

實用新型內(nèi)容1、目的本實用新型在常規(guī)直升機與其他飛機飛行高度控制穩(wěn)定方法的基礎上， 針對共軸式無人直升機高度控制穩(wěn)定的特殊性，提供了一種共軸式無人直升機的高度控制 穩(wěn)定系統(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。2、技術(shù)方案(一)本實用新型一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，它是由無線電高 度表、大氣數(shù)據(jù)計算機、總距舵機和設計的穩(wěn)高線路板四大部分組成。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、無線電高度表和 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， 無線電高度表和大氣數(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。該系統(tǒng)的基本原理是將采集的直升機高度信號(無線電高度或氣壓高度)與地 面給定高度進行比較、轉(zhuǎn)換、放大，按照設計的控制規(guī)律進行計算，得到相應的控制量，再以 該控制量去驅(qū)動總距舵機來改變旋翼的槳距，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，其連接關系與原理框架如圖1所示。[0008]所述無線電高度表采用北京東林合眾通訊技術(shù)公司的BG-T(0. 3)小型無線電高 度計，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 +IOV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 ；所述大氣數(shù)據(jù)計算機采用太原航空儀表有限公司的XSC-13B小型大氣數(shù)據(jù)計算 機，它所測數(shù)據(jù)為氣壓高度和升降速度，其輸出為-0. 667 +IOV的氣壓高度模擬電壓 和-10 +IOV的速度模擬電壓，測高范圍為-400 6000m，升降速度測量范圍為-10 +10m/s ；所述總距舵機采用北京敬業(yè)電工有限公司北微微電機廠的70LCX-1稀土永磁式 直流力矩測速機組，并加入相應的舵機驅(qū)動控制電路(參考《電機控制專用集成電路》，譚 建成主編，機械工業(yè)出版社，2003. 01)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)定直升機高度的目的。所述穩(wěn)高線路板是該系統(tǒng)的關鍵技術(shù)部分，它安裝在自動駕駛儀盒子當中，輸入 端采集無線電高度表或大氣數(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。該穩(wěn)高線路板采用模擬電路設計，它包含五項功能電 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 距跟蹤電路；⑤航向補償及綜合電路。其中，②數(shù)據(jù)采集與融合電路、③自主穩(wěn)高控制規(guī)律 計算電路以及⑤航向補償及綜合電路都是現(xiàn)有許多集成電路書籍(參考《新編電子電路大 全第2卷通用模擬電路》，中國計量出版社組編，/中國計量出版社組編)上常見的，故后面 只對該系統(tǒng)中的穩(wěn)高線路板的幾個關鍵性技術(shù)(即上列①和④)進行詳細介紹。(1)低高度信號產(chǎn)生電路及兩種高度參數(shù)之間的選擇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)生電路圖如圖2所示，該電路由由兩個運算 放大器仏、U2、7個固定電阻R” R2、R3、R4、R5、R6、R7和3個二極管D1, D2、D3組成；電路連接方 式為=Dp R6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R7組成反相加 法運算電路。DyR1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。其中，運算放大器U^U2的型號是LM158 ；其中，7個固定電阻 R” R2> R3> R4> R5> R6> R7 的電阻值分別是:10k、50k、350k、300k、 50k、200k 和 IM ；其中，3個二極管01、02、03的型號是:1N5819當U2的反向端(無線電高度參數(shù)由⑶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(低高度信號)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V+max = (12/R2+E./R4)R(1)式中R是圖2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的同向端電壓較小[0021]V+min= (12/R2+E_/R4)R(2)選定合適的電阻阻值，就可使V+max = IlV (對應高度為H2 = 275m時經(jīng)由⑶端輸入的電壓)V+min = 8V (對應高度為H1 = 200m時經(jīng)由⑶端輸入的電壓)。如果無線電高度表出故障，則GDBSH(無線電高度表損壞報警信號)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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。H1, H2可以根據(jù)實際直升機進行調(diào)試選擇，對于該共軸式直升機分別選為200m， 275m。(2)總距跟蹤電路高度控制穩(wěn)定系統(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V。應等于遙控電壓給出的 SH，為此，設置了總距跟蹤電路，如圖3所示。該電路由兩個運算放大器U/、U2’、5個固定 電阻1 、1 8、1 9、1 1(1、1 11、1個電容(和1個繼電器(含兩組單刀雙擲開關J1、J2)組成；電路連 接方式為開關J1的X經(jīng)過電阻R8接到Vh端，開關J1的Y經(jīng)過電阻R接到Vz端，開關J1的 0與U/的反向端相接，U/的輸出端經(jīng)過電容C接到的U/反向端，U/的輸出端經(jīng)串聯(lián)后 的R8和R9接到Vh端，U/的輸出端經(jīng)電阻R10接到U2'的反向端，U2'的輸出端與反相端之 間接入電阻R11組成反相加法運算電路，U2'的輸出端與開關J2的Y相接，開關J2的X接到 Vh端，開關J1的0接到δΗ端。其中，運算放大器U/、U/的型號是LM158 ；其中巧個固定電阻! 、!^、!^、!^、!^的電阻值分別是:300k、10k、10k、50k、50k ；其中，1個電容C的電容量是2. 2u其中，1個繼電器(含Λ、J2兩組開關)的型號是JRC-5M圖3 中:R9/R8 = R10/RnJ1和J2是一個繼電器的兩組單刀雙擲開關，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δΗ，此時，u2，的O端輸出電壓V0 = VhZ(^T1S)(3)式中，時間常數(shù)T1 = 0. 022s，在遙控電壓Vh變化的時間常數(shù)大于T1時，有V。 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δΗ， 驅(qū)動總距舵機使得直升機穩(wěn)定在給定飛行高度。( 二)一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)的操縱方法，它是一種直升機飛行高度的自動控制方法，具體步驟如下步驟一在地面控制站執(zhí)行“自主穩(wěn)高/遙控模態(tài)切換”指令，使直升機切換到自 主穩(wěn)高飛行模態(tài)，并發(fā)送給定飛行高度。當需要使直升機從遙控模態(tài)向自主穩(wěn)高飛行模態(tài)切換時，可以直接執(zhí)行“自主穩(wěn) 高/遙控模態(tài)切換”的操作，因為自主穩(wěn)高控制電壓通過“總距跟蹤電路”始終跟隨遙控電 壓，當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，即可通過高度控 制穩(wěn)定系統(tǒng)實現(xiàn)遙控向自主穩(wěn)高模態(tài)的平緩切換，將直升機自動穩(wěn)定在給定高度上飛行。步驟二 系統(tǒng)采集無線電高度表與大氣數(shù)據(jù)計算機輸出的高度與升降速度參數(shù)， 并通過遙控遙測設備讀取地面控制站發(fā)出的給定飛行高度參數(shù)。步驟三由低高度信號產(chǎn)生電路進行判斷，是用無線電高度參數(shù)，還是用氣壓高度 參數(shù)。當直升機飛行高度低于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 于吐時，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(zhuǎn)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(zhuǎn)用無線電高度參數(shù)。H1, H2為設定的兩個切換高度，可以根據(jù)實際直升機進行調(diào)試選擇，對于該共軸式 直升機分別選為200m，275m。步驟四系統(tǒng)按照設計的自主穩(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，再加上對航向的補償即為總距舵機的 控制量SH。(1)自主穩(wěn)高控制規(guī)律設計為1)在低高度時控制規(guī)律為δ η = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hr-Hev) +Kwyl δ yl(4)2)在高高度時控制規(guī)律為δ η = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hb-Hbv) +Kuyl δ yl(5)其中，δ Η為總距舵機控制量；δ yl為航向舵機控制量；ΚΔ為高度差與升降速度的比例系數(shù)，ΚΔ = 25s ；Kuyl為偏航角速度傳動系數(shù)，Kuyl = 1 ；Δ Hk為相對給定高度的無線電高度差(Hks-Hk)；He為無線電高度表提供的高度(無線電高度)；Hes為給定相對高度；Hev為無線電高度表提供的升降速度(無線電升降速度)；Δ Hb為相對給定高度的氣壓高度差(Hbs-Hb)；Hb為大氣數(shù)據(jù)計算機提供的高度(氣壓高度)；Hbs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)；T1, T2 為時間常數(shù)，T1 = 2. 31s、T2 = 0. 77s ；S為微分算子。
6[0067]式(4) (5)中都計入了高度差、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；式(4) (5)都考慮了“航向補 償”，可以減小航向操縱對共軸式直升機升力的影響。(2)系統(tǒng)的最大升降速度限制與高度調(diào)節(jié)計算δ ,時，需對高度差八壓和ΔΗΚ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。即當高度差超過165m時，公式中的八壓和Δ Hk仍使用 高度差為165m時的值。此時，如果上升速度大于6. 6m/s，則(KΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ He-Hev) 為負值，δ Η的變化，將使總距減小，使上升速度減慢；如果上升速度小于6. 6m/s,則 (ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)為正值，δ Η的變化，將使總距增大，使上升速度加快。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(ΚΔ Δ Hb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)為負值，δ Η的變化將使總距減小，使上升 速度減?。蝗绻邓俣刃∮诹?，則(ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ AHe-Hev)為正值，δ Η的變化將使總 距增大，使上升速度增大?？傊敻卟顬榱銜r，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。步驟五將直升機切換到手動遙控操縱直升機的飛行高度。直升機飛行高度的控制還可以通過手動遙控操縱“總距操縱桿”來進行，當直升機 需要從自主穩(wěn)高飛行模態(tài)向遙控模態(tài)切換時，緩慢地操縱“總距操縱桿”，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，則可進行自主穩(wěn)高向遙控模態(tài) 切換的操作，切換成功后，直升機的總距控制即轉(zhuǎn)為通過手動操縱“總距操縱桿”來進行遙 控。遙控工作模態(tài)時，控制規(guī)律為^H =KHVH +KH/yl(6)其中，δ H為總距舵機控制量；δ yl為航向舵機控制量；Vh*遙控電壓值；Kh為總距遙控值的傳動系數(shù)，Kh = 1 ；Kay為總距對航向的補償系數(shù)，KHy = 1。3、優(yōu)點及功效(1)本實用新型考慮共軸式無人直升機執(zhí)行任務的特殊性，采用了“氣壓定高”與 “無線電定高”相結(jié)合的方案，在低高度時用“無線電定高”，高高度是用“氣壓定高”。如果 切換高度只有一個，而直升機的穩(wěn)定高度給定值恰在切換高度附近，則由于氣動干擾或地 形高低的變化，會造成系統(tǒng)頻繁地在無線電高度參數(shù)和氣壓高度參數(shù)間切換。為此，設計了 如圖2所示低高度信號產(chǎn)生電路，將切換高度設置成兩個。這樣可以減少系統(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還能自動切換到使用氣壓高度參數(shù)。(2)本實用新型在控制規(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，使直升機能更快地穩(wěn)定在給定的飛行高度；[0084](3)本實用新型在控制規(guī)律中計入了 “航向補償”，可以很大程度地減小航向操縱 對共軸式直升機升力的影響；(4)本實用新型在直升機自動升降過程中加入了限幅，這樣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)本實用新型設計了如圖3所示的總距跟蹤電路，為了在直升機從遙控模態(tài)切 換到穩(wěn)定高度模態(tài)的瞬間，使得高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)計算輸出的控制電壓與遙控電壓給出的 控制量相等，這樣可以減小飛行控制模態(tài)切換對系統(tǒng)的沖擊。本實用新型考慮了共軸式無人直升機自身及飛行環(huán)境的多方面因素，設計了一套 實用的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)及操縱方法，實踐證明，該系統(tǒng)及操縱方法對共軸式無人直升機 飛行高度的穩(wěn)定有很好的控制效果。

圖1系統(tǒng)的連接關系與原理框架圖圖2低高度信號產(chǎn)生電路原理圖圖3總距跟蹤電路原理圖圖中符號說明如下Vh遙控電壓；δ Η總距操縱量；Vz自主穩(wěn)高的控制電壓；GDBSH無線電高度表損壞報警信號；GD無線電高度；D⑶XH低高度信號^、‘^’、隊’運算放大器；1、丄繼電器的兩組單刀雙擲開關。
具體實施方式
(一)見圖1、圖2、圖3所示，本實用新型一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn) 定系統(tǒng)，它是由無線電高度表、大氣數(shù)據(jù)計算機、設計的穩(wěn)高線路板和總距舵機四大部分組 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、無線電高度表和大氣數(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，無線電高度表和大氣數(shù)據(jù)計算機的輸出端分別通過電纜連接到穩(wěn)高 線路板的輸入端，而穩(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。系統(tǒng)的基本原理是將采集的直升機高度信號(無線電高 或氣壓高度)與地面給 定高度進行比較、轉(zhuǎn)換、放大，按照設計的控制規(guī)律進行計算，得到相應的控制量，再以該控 制量去驅(qū)動總距舵機來改變旋翼的槳距，從而改變旋翼的拉力，以達到穩(wěn)定直升機高度的 目的，其連接關系與原理框架如圖1所示。所述無線電高度表采用北京東林合眾通訊技術(shù)公司的BG-T(0.3)小型無線電高 度計，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 +IOV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 ；所述大氣數(shù)據(jù)計算機采用太原航空儀表有限公司的XSC-13B小型大氣數(shù)據(jù)計算 機，它所測數(shù)據(jù)為氣壓高度和升降速度，其輸出為-0. 667 +IOV的氣壓高度模擬電壓 和-10 +IOV的速度模擬電壓，測高范圍為-400 6000m，升降速度測量范圍為-10 +10m/s ；所述設計的穩(wěn)高線路板是該系統(tǒng)的關鍵技術(shù)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表或大氣數(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。該板采用模擬電路設計，主要包含五項功能 ①低高度信號產(chǎn)生；②數(shù)據(jù)融合；③自主穩(wěn)高控制規(guī)律計算；④總距跟蹤；⑤航向補償及綜 合電路，技術(shù)方案中對系統(tǒng)穩(wěn)高線路板的幾個關鍵性技術(shù)考慮及其電路實現(xiàn)進行了詳細介 紹，并列出了自主穩(wěn)高控制規(guī)律的計算公式。所述總距舵機采用北京敬業(yè)電工有限公司北微微電機廠的70LCX-1稀土永磁式 直流力矩測速機組，并加入相應的舵機驅(qū)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)定直升機高度的目的。(1)低高度信號產(chǎn)生電路及兩種高度參數(shù)之間的選擇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)生電路圖如圖2所示，該電路由兩個型號為 LMl58的運算放大器仏、U2，7個電阻值分別為10k、50k、350k、300k、50k、200k、lM的固定電 阻禮、1 2、1 3、1 4、1 5、1 6、1 7和3個型號為1陽819的二極管01、02、03組成；電路連接方式為 DpR6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R7組成反相加法運算 電路。DyR1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⑶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(低高度信號)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V+max = (12/R2+E+/R4)R(1)式中R是圖2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的同向端電壓較小V+min= (12/R2+E_/R4)R(2)選定合適的電阻阻值，就可使V+max = IlV (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⑶端輸入的電壓)。如果無線電高度表出故障，則GDBSH(無線電高度表損壞報警信號)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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。HI、H2可以根據(jù)實際直升機進行調(diào)試選擇，對于該共軸式直升機分別選為200m， 275m。(2)總距跟蹤電路高度控制穩(wěn)定系統(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V。應等于遙控電壓給出的 s H，為此，設置了總距跟蹤電路，如圖3所示。該電路由兩個型號為LM158的運算放大器 U/、U2，，5個電阻值分別為300k、10k、10k、50k、50k的固定電阻R、R8、R9、R1(1、Rn，1個電容值 為2. 2u的電容C和1個型號為JRC-5M的繼電器(含兩組單刀雙擲開關J1J2)組成；電路 連接方式為繼電器的開關J1的X經(jīng)過電阻R8接到Vh端，繼電器的開關J1的Y經(jīng)過電阻R 接到Vz端，繼電器的開關J1的0與U/的反向端相接，U/的輸出端經(jīng)過電容C接到的U/ 反向端，U/的輸出端經(jīng)串聯(lián)后的R8和R9接到Vh端，U/的輸出端經(jīng)電阻Rltl接到U2’的反 向端，U2’的輸出端與反相端之間接入電阻R11組成反相加法運算電路，U2’的輸出端與繼電 器的開關J2的Y相接，繼電器的開關J2的X接到Vh端，繼電器的開關J1的0接到δ H端。圖3 中R9/R8 = R1(1/RnJ1和J2是一個繼電器的兩個轉(zhuǎn)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δ H，此時，U2，的ο端輸出電壓V0 = VhZ(^T1S)(3)式中，時間常數(shù)T1 = 0. 022s，在遙控電壓Vh變化的時間常數(shù)大于T1時，有V。 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δΗ， 驅(qū)動總距舵機使得直升機穩(wěn)定在給定高度。( 二)一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)的操縱方法，它是一種直升機 飛行高度的自動控制方法，具體步驟如下步驟一在地面控制站執(zhí)行“自主穩(wěn)高/遙控模態(tài)切換”指令，使直升機切換到自 主穩(wěn)高飛行模態(tài)，并發(fā)送給定飛行高度。當需要使直升機從遙控模態(tài)向自主穩(wěn)高飛行模態(tài)切換時，可以直接執(zhí)行“自主穩(wěn) 高/遙控模態(tài)切換”的操作，因為自主穩(wěn)高控制電壓通過“總距跟蹤電路”始終跟隨遙控電 壓，當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，即可通過高度控 制穩(wěn)定系統(tǒng)實現(xiàn)遙控向自主穩(wěn)高模態(tài)的平緩切換，將直升機自動穩(wěn)定在給定高度上飛行。步驟二 系統(tǒng)采集無線電高度表與大氣數(shù)據(jù)計算機輸出的高度與升降速度參數(shù)， 并通過遙控遙測設備讀取地面控制站發(fā)出的給定飛行高度參數(shù)。步驟三由低高度信號產(chǎn)生電路進行判斷，是用無線電高度參數(shù)，還是用氣壓高度 參數(shù)。當直升機飛行高度低于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(zhuǎn)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(zhuǎn)用無線電高度參數(shù)。H1, H2為設定的兩個切換高度，可以根據(jù)實際直升機進行調(diào)試選擇，對于該共軸式 直升機分別選為200m，275m。[0129]步驟四系統(tǒng)按照設計的自主穩(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，再加上對航向的補償即為總距舵機的 控制量SH。(1)自主穩(wěn)高控制規(guī)律設計為1)在低高度時控制規(guī)律為δ H = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hr-Hev) +Kwyl δ yl(4)2)在高高度時控制規(guī)律為δ H = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hb-Hbv) +Kwyl δ yl(5)其中，δ Η為總距舵機控制量；Syl為航向舵機控制量；ΚΔ為高度差與升降速度的比例系數(shù)，ΚΔ = 25s ；Kuyl為偏航角速度傳動系數(shù)，Kuyl = 1 ；Δ Hk為相對給定高度的無線電高度差(Hks-Hk)；Hk為無線電高度表提供的高度(無線電高度)；HKg為給定相對高度；Hev為無線電高度表提供的升降速度(無線電升降速度)；Δ Hb為相對給定高度的氣壓高度差(Hbs-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)；T1, T2 為時間常數(shù)，T1 = 2. 31s、T2 = 0. 77s ；S為微分算子。式(4) (5)中都計入了高度差、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；式(4) (5)都考慮了“航向補 償”，可以減小航向操縱對共軸式直升機升力的影響。(2)系統(tǒng)的最大升降速度限制與高度調(diào)節(jié)計算δ ,時，需對高度差八壓和ΔΗΚ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。即當高度差超過165m時，公式中的八壓和Δ Hk仍使用 高度差為165m時的值。此時，如果上升速度大于6. 6m/s,0 (KΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ He-Hev) 為負值，δ Η的變化，將使總距減小，使上升速度減慢；如果上升速度小于6. 6m/s,則 (ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)為正值，δ Η的變化，將使總距增大，使上升速度加快。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(ΚΔ Δ Hb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)為負值，δ Η的變化將使總距減小，使上升 速度減??；如果升降速度小于零，則(ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ AHe-Hev)為正值，δ Η的變化將使總 距增大，使上升速度增大?？傊?，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。步驟五將直升機切換到手動遙控操縱直升機的飛行高度。[0155]直升機飛行高度的控制還可以通過手動遙控操縱“總距操縱桿”來進行，當直升機 需要從自主穩(wěn)高飛行模態(tài)向遙控模態(tài)切換時，緩慢地操縱“總距操縱桿”，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，則可進行自主穩(wěn)高向遙控模態(tài) 切換的操作，切換成功后，直升機的總距控制即轉(zhuǎn)為通過手動操縱“總距操縱桿”來進行遙 控遙控工作模態(tài)時，控制規(guī)律為^H =kHvH+kHy^I(6)其中，δ H為總距舵機控制量；Syl為航向舵機控制量；Vh*遙控電壓值；Kh為總距遙控值的傳動系數(shù)，Kh = 1 ；Kay為總距對航向的補償系數(shù)，KHy = 1。
權(quán)利要求一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，它是由無線電高度表、大氣數(shù)據(jù)計算機、總距舵機和設計的穩(wěn)高線路板四大部分組成，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、無線電高度表和大氣數(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，無線電高度表和大氣數(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；其特征在于所述的穩(wěn)高線路板是該系統(tǒng)的關鍵技術(shù)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表、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；該穩(wěn)高線路板采用模擬電路設計，它包含低高度信號產(chǎn)生電路、數(shù)據(jù)采集與融合電路、自主穩(wěn)高控制規(guī)律計算電路、總距跟蹤電路和航向補償及綜合電路；該低高度信號產(chǎn)生電路由兩個運算放大器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、R6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R7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；該總距跟蹤電路由兩個運算放大器U1’、U2’，5個固定電阻R、R8、R9、R10、R11，1個電容C和1個繼電器組成；電路連接方式為開關J1的X經(jīng)過電阻R8接到VH端，開關J1的Y經(jīng)過電阻R接到VZ端，開關J1的O與U1’的反向端相接，U1’的輸出端經(jīng)過電容C接到的U1’反向端，U1’的輸出端經(jīng)串聯(lián)后的R8和R9接到VH端，U1’的輸出端經(jīng)電阻R10接到U2’的反向端，U2’的輸出端與反相端之間接入電阻R11組成反相加法運算電路，U2’的輸出端與開關J2的Y相接，開關J2的X接到VH端，開關J1的O接到δH端。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該低高度信號產(chǎn)生電路中的兩個運算放大器^、隊的型號是111158。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該低高度信號產(chǎn)生電路中的7個固定電阻HHHR7的電阻值分別是10k、50k、 350k、300k、50k、200k和 1M。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該低高度信號產(chǎn)生電路中的3個二極管DpD2、D3的型號是1N5819。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該總距跟蹤電路中的兩個運算放大器U1W的型號是LM158。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該總距跟蹤電路中的5個固定電阻R、R8、R9、R10、R11的電阻值分別是300k、10k、10k、50k、 50k。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該總距跟蹤電路中的1個電容C的電容量是2. 2u。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，其特征在于 該總距跟蹤電路中的1個繼電器的型號是JRC-5M。
專利摘要一種共軸式無人直升機的高度控制穩(wěn)定系統(tǒng)，由無線電高度表、大氣數(shù)據(jù)計算機、總距舵機和設計的穩(wěn)高線路板四部分組成，穩(wěn)高線路板、無線電高度表和大氣數(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的舵機架上；其操縱方法有五大步驟一在地面控制站執(zhí)行“自主穩(wěn)高/遙控模態(tài)切換”指令，使直升機切換到自主穩(wěn)高模態(tài)并發(fā)送給定飛行高度；二系統(tǒng)采集高度與升降速度參數(shù)，并讀取地面控制站發(fā)出的給定飛行高度參數(shù)；三由低高度信號產(chǎn)生電路判斷采用何種高度參數(shù)；四系統(tǒng)按照設計的自主穩(wěn)高控制規(guī)律，計算總距舵機的控制量δH；五將直升機切換到手動遙控操縱直升機的飛行高度。本實用新型在無人直升機控制領域里有廣闊的應用前景。
文檔編號G05D1/04GK201732296SQ201020142319
公開日2011年2月2日 申請日期2010年3月25日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月25日
發(fā)明者曾洪江, 王修桐, 賀天鵬 申請人:北京航空航天大學