专利名称：一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，属于无人直升机飞 行控制技术领域。
背景技术：
从直升机执行的任务来看，将直升机稳定在给定高度上飞行是非常必要的。因此 用于直升机的自动驾驶仪一般都具有第四个通道即高度通道，用于控制稳定直升机的飞行尚度。共轴式无人直升机飞行高度的控制稳定在国内仍属空白，本实用新型提供了一种 共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，该系统进行了综合性的技术设计考虑，使得控制 效果良好1)设计了原理如图2所示的低高度信号产生电路，使系统可以在无线电高度参 数和气压高度参数之间根据需要自动进行切换。并将切换高度设置成两个，可以减少由于 气动干扰或地形高低的变化所引起的系统在两种高度参数之间的频繁切换。同时，当无线 电高度表损坏时可以自动切换到采用气压高度参数；2)在控制规律中计入了高度差、速度 差的积分环节，可以减少直升机在给定高度上下的波动，使直升机能更快地稳定在给定的 飞行高度；3)在控制规律中计入了“航向补偿”，可以减小航向操纵对共轴式直升机升力的 影响；4)在自动升降过程中加入了限幅，可以自动限制升降速度，保证直升机不进入涡环 状态；5)设计了原理如图3所示的总距跟踪电路，可以减小飞行控制模态切换对系统的冲 击ο
实用新型内容1、目的本实用新型在常规直升机与其他飞机飞行高度控制稳定方法的基础上， 针对共轴式无人直升机高度控制稳定的特殊性，提供了一种共轴式无人直升机的高度控制 稳定系统，它使该共轴式无人直升机在自主稳高模态飞行时能自动到达并稳定在给定的飞 行高度。2、技术方案(一)本实用新型一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，它是由无线电高 度表、大气数据计算机、总距舵机和设计的稳高线路板四大部分组成。它们之间的位置连 接关系为设计的稳高线路板安装在自动驾驶仪盒子中，自动驾驶仪盒子、无线电高度表和 大气数据计算机安装在直升机的设备架上，总距舵机安装在直升机传动系统的舵机架上， 无线电高度表和大气数据计算机的输出端分别通过电缆连接到设计的稳高线路板的输入 端，而设计的稳高线路板的输出端则通过电缆连接到总距舵机的输入端。该系统的基本原理是将采集的直升机高度信号(无线电高度或气压高度)与地 面给定高度进行比较、转换、放大，按照设计的控制规律进行计算，得到相应的控制量，再以 该控制量去驱动总距舵机来改变旋翼的桨距，从而改变旋翼的拉力，以达到稳定直升机飞 行高度的目的，其连接关系与原理框架如图1所示。[0008]所述无线电高度表采用北京东林合众通讯技术公司的BG-T(0. 3)小型无线电高 度计，它所测数据为无线电高度和升降速度，其输出为0 12V的高度模拟电压和-10 +IOV的速度模拟电压，测高范围为0 300m，升降速度测量范围为-10 +10m/S ；所述大气数据计算机采用太原航空仪表有限公司的XSC-13B小型大气数据计算 机，它所测数据为气压高度和升降速度，其输出为-0. 667 +IOV的气压高度模拟电压 和-10 +IOV的速度模拟电压，测高范围为-400 6000m，升降速度测量范围为-10 +10m/s ；所述总距舵机采用北京敬业电工有限公司北微微电机厂的70LCX-1稀土永磁式 直流力矩测速机组，并加入相应的舵机驱动控制电路(参考《电机控制专用集成电路》，谭 建成主编，机械工业出版社，2003. 01)组装而成。它的功能是通过自动倾斜器带动变距拉杆 改变旋翼的桨距，从而改变旋翼的拉力，以达到稳定直升机高度的目的。所述稳高线路板是该系统的关键技术部分，它安装在自动驾驶仪盒子当中，输入 端采集无线电高度表或大气数据计算机传输过来的高度与升降速度数据，输出端则将最终 得到的总距控制量传送到总距舵机。该稳高线路板采用模拟电路设计，它包含五项功能电 路①低高度信号产生电路；②数据采集与融合电路；③自主稳高控制规律计算电路 ’④总 距跟踪电路；⑤航向补偿及综合电路。其中，②数据采集与融合电路、③自主稳高控制规律 计算电路以及⑤航向补偿及综合电路都是现有许多集成电路书籍(参考《新编电子电路大 全第2卷通用模拟电路》，中国计量出版社组编，/中国计量出版社组编)上常见的，故后面 只对该系统中的稳高线路板的几个关键性技术(即上列①和④)进行详细介绍。(1)低高度信号产生电路及两种高度参数之间的选择切换无线电高度参数与气压高度参数间的切换，由设计的低高度信号产生电路采集直 升机的无线电高度参数来控制。低高度信号产生电路图如图2所示，该电路由由两个运算 放大器仏、U2、7个固定电阻R” R2、R3、R4、R5、R6、R7和3个二极管D1, D2、D3组成；电路连接方 式为=Dp R6并联后与U1的反相端连接，U1的输出端与反相端之间接入电阻R7组成反相加 法运算电路。DyR1并联后与U2的反相端连接，U2的输出经电阻R4接到U2的同向端，电阻 R3接在U2的同相端和地之间，电阻R2接在U2的同相端和+12V之间，U2的输出端经D3输出 低高度信号，电阻R5接在输出的低高度信号与地之间，用于拉高输出电压。其中，运算放大器U^U2的型号是LM158 ；其中，7个固定电阻 R” R2> R3> R4> R5> R6> R7 的电阻值分别是:10k、50k、350k、300k、 50k、200k 和 IM ；其中，3个二极管01、02、03的型号是:1N5819当U2的反向端(无线电高度参数由⑶端经R1输入)电压小于同向端电压时，输 出端电压为正饱和电压E+，DGDXH(低高度信号)端输出的低高度信号为高电平，稳高系统 使用无线电高度参数。反之，输出端电压为负饱和电压E_，DGDXH端输出的低高度信号为低 电平，稳高系统使用气压高度参数。开始直升机高度较低，U2的输出端输出E+，此时U2的同向端电压较大V+max = (12/R2+E./R4)R(1)式中R是图2中R2、R3、R4的并联电阻。当直升机高度高于切换高度时，U2的输出 端输出E-，此时因E-是负电压，所以U2的同向端电压较小[0021]V+min= (12/R2+E_/R4)R(2)选定合适的电阻阻值，就可使V+max = IlV (对应高度为H2 = 275m时经由⑶端输入的电压)V+min = 8V (对应高度为H1 = 200m时经由⑶端输入的电压)。如果无线电高度表出故障，则GDBSH(无线电高度表损坏报警信号)端电压 为-15V (平时为零)，U1会输出E+，大于V+max，此时，DGDXH端输出的低高度信号为低电平，稳 高系统就使用气压高度参数。设定直升机飞行中高度参数选择的两个切换高度为H1 < H2,则直升机高度低于H1 时，低高度信号为高电平，系统使用无线电高度参数；高于H2时，低高度信号为低电平，系统 使用气压高度参数。直升机在H1-H2之间使用何种高度参数稳高，与此前直升机的高度状态有关。当直 升机由低于H1处上升时，要超过H2,系统才会转用气压高度参数，从超过H2处下降时，要低 于H1，系统才会转用无线电高度参数。这样，因为直升机升降速度的限制，即使发生较大的 气动干扰或地形高低的变化，直升机在无线电高度参数和气压高度参数间的切换周期也会 超过30s，避免了频繁切换的问题。H1, H2可以根据实际直升机进行调试选择，对于该共轴式直升机分别选为200m， 275m。(2)总距跟踪电路高度控制稳定系统从遥控模态切换到自主稳高模态时，为了减小切换对系统的冲 击，在切换的瞬间，要求稳定高度通道经由U2输出端输出的电压V。应等于遥控电压给出的 SH，为此，设置了总距跟踪电路，如图3所示。该电路由两个运算放大器U/、U2’、5个固定 电阻1 、1 8、1 9、1 1(1、1 11、1个电容(和1个继电器(含两组单刀双掷开关J1、J2)组成；电路连 接方式为开关J1的X经过电阻R8接到Vh端，开关J1的Y经过电阻R接到Vz端，开关J1的 0与U/的反向端相接，U/的输出端经过电容C接到的U/反向端，U/的输出端经串联后 的R8和R9接到Vh端，U/的输出端经电阻R10接到U2'的反向端，U2'的输出端与反相端之 间接入电阻R11组成反相加法运算电路，U2'的输出端与开关J2的Y相接，开关J2的X接到 Vh端，开关J1的0接到δΗ端。其中，运算放大器U/、U/的型号是LM158 ；其中巧个固定电阻! 、!^、!^、!^、!^的电阻值分别是:300k、10k、10k、50k、50k ；其中，1个电容C的电容量是2. 2u其中，1个继电器(含Λ、J2两组开关)的型号是JRC-5M图3 中:R9/R8 = R10/RnJ1和J2是一个继电器的两组单刀双掷开关，O-X接通时，系统处于遥控模态，遥控 电压经O-X去控制δΗ，此时，u2，的O端输出电压V0 = VhZ(^T1S)(3)式中，时间常数T1 = 0. 022s，在遥控电压Vh变化的时间常数大于T1时，有V。 VH。O-Y接通时，系统处于自主稳高模态，自主稳定高度的控制电压经O-Y去控制δΗ， 驱动总距舵机使得直升机稳定在给定飞行高度。( 二)一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统的操纵方法，它是一种直升机飞行高度的自动控制方法，具体步骤如下步骤一在地面控制站执行“自主稳高/遥控模态切换”指令，使直升机切换到自 主稳高飞行模态，并发送给定飞行高度。当需要使直升机从遥控模态向自主稳高飞行模态切换时，可以直接执行“自主稳 高/遥控模态切换”的操作，因为自主稳高控制电压通过“总距跟踪电路”始终跟随遥控电 压，当直升机接收到地面控制站发出的“自主稳高/遥控模态切换”指令，即可通过高度控 制稳定系统实现遥控向自主稳高模态的平缓切换，将直升机自动稳定在给定高度上飞行。步骤二 系统采集无线电高度表与大气数据计算机输出的高度与升降速度参数， 并通过遥控遥测设备读取地面控制站发出的给定飞行高度参数。步骤三由低高度信号产生电路进行判断，是用无线电高度参数，还是用气压高度 参数。当直升机飞行高度低于H1时，低高度信号为高电平，系统使用无线电高度参数；高 于吐时，低高度信号为低电平，系统使用气压高度参数。直升机在H1-H2之间使用何种高度 参数稳高，与此前直升机的高度状态有关。当直升机由低于H1处上升时，要超过H2,系统才 会转用气压高度参数，从超过H2处下降时，要低于H1，系统才会转用无线电高度参数。H1, H2为设定的两个切换高度，可以根据实际直升机进行调试选择，对于该共轴式 直升机分别选为200m，275m。步骤四系统按照设计的自主稳高控制规律，将采集到的高度、升降速度与给定飞 行高度代入进行计算，得到自主稳高的控制电压Vz，再加上对航向的补偿即为总距舵机的 控制量SH。(1)自主稳高控制规律设计为1)在低高度时控制规律为δ η = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hr-Hev) +Kwyl δ yl(4)2)在高高度时控制规律为δ η = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hb-Hbv) +Kuyl δ yl(5)其中，δ Η为总距舵机控制量；δ yl为航向舵机控制量；ΚΔ为高度差与升降速度的比例系数，ΚΔ = 25s ；Kuyl为偏航角速度传动系数，Kuyl = 1 ；Δ Hk为相对给定高度的无线电高度差(Hks-Hk)；He为无线电高度表提供的高度(无线电高度)；Hes为给定相对高度；Hev为无线电高度表提供的升降速度(无线电升降速度)；Δ Hb为相对给定高度的气压高度差(Hbs-Hb)；Hb为大气数据计算机提供的高度(气压高度)；Hbs为给定气压高度；Hbv为大气数据计算机提供的升降速度(气压升降速度)；T1, T2 为时间常数，T1 = 2. 31s、T2 = 0. 77s ；S为微分算子。
6[0067]式(4) (5)中都计入了高度差、速度差的积分环节，可以减少直升机在给定高 度上下的波动，使直升机能更快地稳定在给定的飞行高度；式(4) (5)都考虑了“航向补 偿”，可以减小航向操纵对共轴式直升机升力的影响。(2)系统的最大升降速度限制与高度调节计算δ ,时，需对高度差八压和ΔΗΚ进行限幅，上升时高度差的最大限幅值是 165m，对应6. 6m/s的上升速度。即当高度差超过165m时，公式中的八压和Δ Hk仍使用 高度差为165m时的值。此时，如果上升速度大于6. 6m/s，则(KΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ He-Hev) 为负值，δ Η的变化，将使总距减小，使上升速度减慢；如果上升速度小于6. 6m/s,则 (ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)为正值，δ Η的变化，将使总距增大，使上升速度加快。也就是 说，当高度差超过165m时，系统将使直升机的上升速度稳定在6. 6m/s。直升机下降时，最大限幅值为75m，对应的最大下降速度为3m/s。如果高度差小于165m，则相应的上升速度的稳定值也变小，当高度差为零时，如果 升降速度大于零，则(ΚΔ Δ Hb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)为负值，δ Η的变化将使总距减小，使上升 速度减小；如果升降速度小于零，则(ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ AHe-Hev)为正值，δ Η的变化将使总 距增大，使上升速度增大。总之，当高差为零时，系统也将使升降速度为零。通过这样的调 节，达到使直升机的飞行高度稳定在给定值附近的目的。步骤五将直升机切换到手动遥控操纵直升机的飞行高度。直升机飞行高度的控制还可以通过手动遥控操纵“总距操纵杆”来进行，当直升机 需要从自主稳高飞行模态向遥控模态切换时，缓慢地操纵“总距操纵杆”，观察地面遥测的 总距对表值，当遥控电压与自主稳高控制电压基本相等时，则可进行自主稳高向遥控模态 切换的操作，切换成功后，直升机的总距控制即转为通过手动操纵“总距操纵杆”来进行遥 控。遥控工作模态时，控制规律为^H =KHVH +KH/yl(6)其中，δ H为总距舵机控制量；δ yl为航向舵机控制量；Vh*遥控电压值；Kh为总距遥控值的传动系数，Kh = 1 ；Kay为总距对航向的补偿系数，KHy = 1。3、优点及功效(1)本实用新型考虑共轴式无人直升机执行任务的特殊性，采用了“气压定高”与 “无线电定高”相结合的方案，在低高度时用“无线电定高”，高高度是用“气压定高”。如果 切换高度只有一个，而直升机的稳定高度给定值恰在切换高度附近，则由于气动干扰或地 形高低的变化，会造成系统频繁地在无线电高度参数和气压高度参数间切换。为此，设计了 如图2所示低高度信号产生电路，将切换高度设置成两个。这样可以减少系统在两种高度 参数之间的频繁切换，同时，当无线电高度表损坏时还能自动切换到使用气压高度参数。(2)本实用新型在控制规律中计入了高度差、速度差的积分环节，减少了直升机在 给定高度上下的波动，使直升机能更快地稳定在给定的飞行高度；[0084](3)本实用新型在控制规律中计入了 “航向补偿”，可以很大程度地减小航向操纵 对共轴式直升机升力的影响；(4)本实用新型在直升机自动升降过程中加入了限幅，这样可以自动限制升降速 度，保证直升机不进入涡环状态；(5)本实用新型设计了如图3所示的总距跟踪电路，为了在直升机从遥控模态切 换到稳定高度模态的瞬间，使得高度控制稳定系统计算输出的控制电压与遥控电压给出的 控制量相等，这样可以减小飞行控制模态切换对系统的冲击。本实用新型考虑了共轴式无人直升机自身及飞行环境的多方面因素，设计了一套 实用的高度控制稳定系统及操纵方法，实践证明，该系统及操纵方法对共轴式无人直升机 飞行高度的稳定有很好的控制效果。
图1系统的连接关系与原理框架图图2低高度信号产生电路原理图图3总距跟踪电路原理图图中符号说明如下Vh遥控电压；δ Η总距操纵量；Vz自主稳高的控制电压；GDBSH无线电高度表损坏报警信号；GD无线电高度；D⑶XH低高度信号^、‘^’、队’运算放大器；1、丄继电器的两组单刀双掷开关。
具体实施方式
(一)见图1、图2、图3所示，本实用新型一种共轴式无人直升机的高度控制稳 定系统，它是由无线电高度表、大气数据计算机、设计的稳高线路板和总距舵机四大部分组 成。它们之间的位置连接关系为设计的稳高线路板安装在自动驾驶仪盒子中，自动驾驶仪 盒子、无线电高度表和大气数据计算机安装在直升机的设备架上，总距舵机安装在直升机 传动系统的舵机架上，无线电高度表和大气数据计算机的输出端分别通过电缆连接到稳高 线路板的输入端，而稳高线路板的输出端则通过电缆连接到总距舵机的输入端。系统的基本原理是将采集的直升机高度信号(无线电高 或气压高度)与地面给 定高度进行比较、转换、放大，按照设计的控制规律进行计算，得到相应的控制量，再以该控 制量去驱动总距舵机来改变旋翼的桨距，从而改变旋翼的拉力，以达到稳定直升机高度的 目的，其连接关系与原理框架如图1所示。所述无线电高度表采用北京东林合众通讯技术公司的BG-T(0.3)小型无线电高 度计，它所测数据为无线电高度和升降速度，其输出为0 12V的高度模拟电压和-10 +IOV的速度模拟电压，测高范围为0 300m，升降速度测量范围为-10 +10m/S ；所述大气数据计算机采用太原航空仪表有限公司的XSC-13B小型大气数据计算 机，它所测数据为气压高度和升降速度，其输出为-0. 667 +IOV的气压高度模拟电压 和-10 +IOV的速度模拟电压，测高范围为-400 6000m，升降速度测量范围为-10 +10m/s ；所述设计的稳高线路板是该系统的关键技术部分，它安装在自动驾驶仪盒子当中，输入端采集无线电高度表或大气数据计算机传输过来的高度与升降速度数据，输出端 则将最终得到的总距控制量传送到总距舵机。该板采用模拟电路设计，主要包含五项功能 ①低高度信号产生；②数据融合；③自主稳高控制规律计算；④总距跟踪；⑤航向补偿及综 合电路，技术方案中对系统稳高线路板的几个关键性技术考虑及其电路实现进行了详细介 绍，并列出了自主稳高控制规律的计算公式。所述总距舵机采用北京敬业电工有限公司北微微电机厂的70LCX-1稀土永磁式 直流力矩测速机组，并加入相应的舵机驱动控制电路组装而成。它的功能是通过自动倾斜 器带动变距拉杆改变旋翼的桨距，从而改变旋翼的拉力，以达到稳定直升机高度的目的。(1)低高度信号产生电路及两种高度参数之间的选择切换无线电高度参数与气压高度参数间的切换，由设计的低高度信号产生电路采集直 升机的无线电高度参数来控制。低高度信号产生电路图如图2所示，该电路由两个型号为 LMl58的运算放大器仏、U2，7个电阻值分别为10k、50k、350k、300k、50k、200k、lM的固定电 阻礼、1 2、1 3、1 4、1 5、1 6、1 7和3个型号为1阳819的二极管01、02、03组成；电路连接方式为 DpR6并联后与U1的反相端连接,U1的输出端与反相端之间接入电阻R7组成反相加法运算 电路。DyR1并联后与U2的反相端连接，U2的输出经电阻R4接到U2的同向端，电阻R3接在 U2的同相端和地之间，电阻R2接在U2的同相端和+12V之间，U2的输出端经D3输出低高度 信号，电阻R5接在输出的低高度信号与地之间，用于拉高输出电压。当U2的反向端(无线电高度参数由⑶端经R1输入)电压小于同向端电压时，输 出端电压为正饱和电压E+，DGDXH(低高度信号)端输出的低高度信号为高电平，稳高系统 使用无线电高度参数。反之，输出端电压为负饱和电压E_，DGDXH端输出的低高度信号为低 电平，稳高系统使用气压高度参数。开始直升机高度较低，U2的输出端输出E+，此时U2的同向端电压较大V+max = (12/R2+E+/R4)R(1)式中R是图2中R2、R3、R4的并联电阻。当直升机高度高于切换高度时，U2的输出 端输出E_，此时因E-是负电压，所以U2的同向端电压较小V+min= (12/R2+E_/R4)R(2)选定合适的电阻阻值，就可使V+max = IlV (对应高度为H2 = 275m时经由GD端输入的电压)V+min = 8V (对应高度为H1 = 200m时经由⑶端输入的电压)。如果无线电高度表出故障，则GDBSH(无线电高度表损坏报警信号)端电压 为-15V (平时为零)，U1会输出E+，大于V+max，此时，DGDXH端输出的低高度信号为低电平，稳 高系统就使用气压高度参数。设定直升机飞行中高度参数选择的两个切换高度为H1 < H2,则直升机高度低于H1 时，低高度信号为高电平，系统使用无线电高度参数；高于H2时，低高度信号为低电平，系统 使用气压高度参数。直升机在H1-H2之间使用何种高度参数稳高，与此前直升机的高度状态有关。当直 升机由低于H1处上升时，要超过H2,系统才会转用气压高度参数，从超过H2处下降时，要低 于H1，系统才会转用无线电高度参数。这样，因为直升机升降速度的限制，即使发生较大的 气动干扰或地形高低的变化，直升机在无线电高度参数和气压高度参数间的切换周期也会超过30s，避免了频繁切换的问题。HI、H2可以根据实际直升机进行调试选择，对于该共轴式直升机分别选为200m， 275m。(2)总距跟踪电路高度控制稳定系统从遥控模态切换到自主稳高模态时，为了减小切换对系统的冲 击，在切换的瞬间，要求稳定高度通道经由U2输出端输出的电压V。应等于遥控电压给出的 s H，为此，设置了总距跟踪电路，如图3所示。该电路由两个型号为LM158的运算放大器 U/、U2，，5个电阻值分别为300k、10k、10k、50k、50k的固定电阻R、R8、R9、R1(1、Rn，1个电容值 为2. 2u的电容C和1个型号为JRC-5M的继电器(含两组单刀双掷开关J1J2)组成；电路 连接方式为继电器的开关J1的X经过电阻R8接到Vh端，继电器的开关J1的Y经过电阻R 接到Vz端，继电器的开关J1的0与U/的反向端相接，U/的输出端经过电容C接到的U/ 反向端，U/的输出端经串联后的R8和R9接到Vh端，U/的输出端经电阻Rltl接到U2’的反 向端，U2’的输出端与反相端之间接入电阻R11组成反相加法运算电路，U2’的输出端与继电 器的开关J2的Y相接，继电器的开关J2的X接到Vh端，继电器的开关J1的0接到δ H端。图3 中R9/R8 = R1(1/RnJ1和J2是一个继电器的两个转换触点，O-X接通时，系统处于遥控模态，遥控电压 经O-X去控制δ H，此时，U2，的ο端输出电压V0 = VhZ(^T1S)(3)式中，时间常数T1 = 0. 022s，在遥控电压Vh变化的时间常数大于T1时，有V。 VH。O-Y接通时，系统处于自主稳高模态，自主稳定高度的控制电压经O-Y去控制δΗ， 驱动总距舵机使得直升机稳定在给定高度。( 二)一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统的操纵方法，它是一种直升机 飞行高度的自动控制方法，具体步骤如下步骤一在地面控制站执行“自主稳高/遥控模态切换”指令，使直升机切换到自 主稳高飞行模态，并发送给定飞行高度。当需要使直升机从遥控模态向自主稳高飞行模态切换时，可以直接执行“自主稳 高/遥控模态切换”的操作，因为自主稳高控制电压通过“总距跟踪电路”始终跟随遥控电 压，当直升机接收到地面控制站发出的“自主稳高/遥控模态切换”指令，即可通过高度控 制稳定系统实现遥控向自主稳高模态的平缓切换，将直升机自动稳定在给定高度上飞行。步骤二 系统采集无线电高度表与大气数据计算机输出的高度与升降速度参数， 并通过遥控遥测设备读取地面控制站发出的给定飞行高度参数。步骤三由低高度信号产生电路进行判断，是用无线电高度参数，还是用气压高度 参数。当直升机飞行高度低于H1时，低高度信号为高电平，系统使用无线电高度参数；高 于H2时，低高度信号为低电平，系统使用气压高度参数。直升机在H1-H2之间使用何种高度 参数稳高，与此前直升机的高度状态有关。当直升机由低于H1处上升时，要超过H2,系统才 会转用气压高度参数，从超过H2处下降时，要低于H1，系统才会转用无线电高度参数。H1, H2为设定的两个切换高度，可以根据实际直升机进行调试选择，对于该共轴式 直升机分别选为200m，275m。[0129]步骤四系统按照设计的自主稳高控制规律，将采集到的高度、升降速度与给定飞 行高度代入进行计算，得到自主稳高的控制电压Vz，再加上对航向的补偿即为总距舵机的 控制量SH。(1)自主稳高控制规律设计为1)在低高度时控制规律为δ H = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hr-Hev) +Kwyl δ yl(4)2)在高高度时控制规律为δ H = [ (T1S+!) /T2S] (ΚΔ Δ Hb-Hbv) +Kwyl δ yl(5)其中，δ Η为总距舵机控制量；Syl为航向舵机控制量；ΚΔ为高度差与升降速度的比例系数，ΚΔ = 25s ；Kuyl为偏航角速度传动系数，Kuyl = 1 ；Δ Hk为相对给定高度的无线电高度差(Hks-Hk)；Hk为无线电高度表提供的高度(无线电高度)；HKg为给定相对高度；Hev为无线电高度表提供的升降速度(无线电升降速度)；Δ Hb为相对给定高度的气压高度差(Hbs-Hb)；Hb为大气数据计算机提供的高度(气压高度)；HBg为给定气压高度；Hbv为大气数据计算机提供的升降速度(气压升降速度)；T1, T2 为时间常数，T1 = 2. 31s、T2 = 0. 77s ；S为微分算子。式(4) (5)中都计入了高度差、速度差的积分环节，可以减少直升机在给定高 度上下的波动，使直升机能更快地稳定在给定的飞行高度；式(4) (5)都考虑了“航向补 偿”，可以减小航向操纵对共轴式直升机升力的影响。(2)系统的最大升降速度限制与高度调节计算δ ,时，需对高度差八压和ΔΗΚ进行限幅，上升时高度差的最大限幅值是 165m，对应6. 6m/s的上升速度。即当高度差超过165m时，公式中的八压和Δ Hk仍使用 高度差为165m时的值。此时，如果上升速度大于6. 6m/s,0 (KΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ He-Hev) 为负值，δ Η的变化，将使总距减小，使上升速度减慢；如果上升速度小于6. 6m/s,则 (ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)为正值，δ Η的变化，将使总距增大，使上升速度加快。也就是 说，当高度差超过165m时，系统将使直升机的上升速度稳定在6. 6m/s。直升机下降时，最大限幅值为75m，对应的最大下降速度为3m/s。如果高度差小于165m，则相应的上升速度的稳定值也变小，当高度差为零时，如果 升降速度大于零，则(ΚΔ Δ Hb-Hbv)或(ΚΔ Δ Hk-Hkv)为负值，δ Η的变化将使总距减小，使上升 速度减小；如果升降速度小于零，则(ΚΔ AHb-Hbv)或(ΚΔ AHe-Hev)为正值，δ Η的变化将使总 距增大，使上升速度增大。总之，当高差为零时，系统也将使升降速度为零。通过这样的调 节，达到使直升机的飞行高度稳定在给定值附近的目的。步骤五将直升机切换到手动遥控操纵直升机的飞行高度。[0155]直升机飞行高度的控制还可以通过手动遥控操纵“总距操纵杆”来进行，当直升机 需要从自主稳高飞行模态向遥控模态切换时，缓慢地操纵“总距操纵杆”，观察地面遥测的 总距对表值，当遥控电压与自主稳高控制电压基本相等时，则可进行自主稳高向遥控模态 切换的操作，切换成功后，直升机的总距控制即转为通过手动操纵“总距操纵杆”来进行遥 控遥控工作模态时，控制规律为^H =kHvH+kHy^I(6)其中，δ H为总距舵机控制量；Syl为航向舵机控制量；Vh*遥控电压值；Kh为总距遥控值的传动系数，Kh = 1 ；Kay为总距对航向的补偿系数，KHy = 1。
权利要求一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，它是由无线电高度表、大气数据计算机、总距舵机和设计的稳高线路板四大部分组成，它们之间的位置连接关系为设计的稳高线路板安装在自动驾驶仪盒子中，自动驾驶仪盒子、无线电高度表和大气数据计算机安装在直升机的设备架上，总距舵机安装在直升机传动系统的舵机架上，无线电高度表和大气数据计算机的输出端分别通过电缆连接到设计的稳高线路板的输入端，而设计的稳高线路板的输出端则通过电缆连接到总距舵机的输入端；其特征在于所述的稳高线路板是该系统的关键技术部分，它安装在自动驾驶仪盒子当中，输入端采集无线电高度表、大气数据计算机传输过来的高度与升降速度数据，输出端则将最终得到的总距控制量传送到总距舵机；该稳高线路板采用模拟电路设计，它包含低高度信号产生电路、数据采集与融合电路、自主稳高控制规律计算电路、总距跟踪电路和航向补偿及综合电路；该低高度信号产生电路由两个运算放大器U1、U2，7个固定电阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7和3个二极管D1、D2、D3组成；电路连接方式为D1、R6并联后与U1的反相端连接，U1的输出端与反相端之间接入电阻R7组成反相加法运算电路，D2、R1并联后与U2的反相端连接，U2的输出经电阻R4接到U2的同向端，电阻R3接在U2的同相端和地之间，电阻R2接在U2的同相端和+12V之间，U2的输出端经D3输出低高度信号，电阻R5接在输出的低高度信号与地之间，用于拉高输出电压；该总距跟踪电路由两个运算放大器U1’、U2’，5个固定电阻R、R8、R9、R10、R11，1个电容C和1个继电器组成；电路连接方式为开关J1的X经过电阻R8接到VH端，开关J1的Y经过电阻R接到VZ端，开关J1的O与U1’的反向端相接，U1’的输出端经过电容C接到的U1’反向端，U1’的输出端经串联后的R8和R9接到VH端，U1’的输出端经电阻R10接到U2’的反向端，U2’的输出端与反相端之间接入电阻R11组成反相加法运算电路，U2’的输出端与开关J2的Y相接，开关J2的X接到VH端，开关J1的O接到δH端。
2.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该低高度信号产生电路中的两个运算放大器^、队的型号是111158。
3.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该低高度信号产生电路中的7个固定电阻HHHR7的电阻值分别是10k、50k、 350k、300k、50k、200k和 1M。
4.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该低高度信号产生电路中的3个二极管DpD2、D3的型号是1N5819。
5.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该总距跟踪电路中的两个运算放大器U1W的型号是LM158。
6.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该总距跟踪电路中的5个固定电阻R、R8、R9、R10、R11的电阻值分别是300k、10k、10k、50k、 50k。
7.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该总距跟踪电路中的1个电容C的电容量是2. 2u。
8.根据权利要求1所述的一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，其特征在于 该总距跟踪电路中的1个继电器的型号是JRC-5M。
专利摘要一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统，由无线电高度表、大气数据计算机、总距舵机和设计的稳高线路板四部分组成，稳高线路板、无线电高度表和大气数据计算机安装在直升机的设备架上，总距舵机安装在直升机的舵机架上；其操纵方法有五大步骤一在地面控制站执行“自主稳高/遥控模态切换”指令，使直升机切换到自主稳高模态并发送给定飞行高度；二系统采集高度与升降速度参数，并读取地面控制站发出的给定飞行高度参数；三由低高度信号产生电路判断采用何种高度参数；四系统按照设计的自主稳高控制规律，计算总距舵机的控制量δH；五将直升机切换到手动遥控操纵直升机的飞行高度。本实用新型在无人直升机控制领域里有广阔的应用前景。
文档编号G05D1/04GK201732296SQ201020142319
公开日2011年2月2日 申请日期2010年3月25日 优先权日2010年3月25日
发明者曾洪江, 王修桐, 贺天鹏 申请人:北京航空航天大学