面向ADS-33F品质规范设计的多响应类型切换控制研究

翟任庆 王东辉 王琳 张松 高莘青

引用格式：翟任庆，王东辉，王琳，等.面向ADS-33F品质规范设计的多响应类型切换控制研究［J］.航空兵器，2023，30（1）：74-79.

ZhaiRenqing，WangDonghui，WangLin，etal.ResearchonMulti-ResponseTypeSwitchingControlforADS-33FQualityStandardDesign［J］.AeroWeaponry，2023，30（1）：74-79.（inChinese）

摘要：传统直升机多采用单一的响应类型，难以满足驾驶员操纵需求。试飞经验表明，多响应类型切换控制可以显著提升飞行性能并减缓驾驶员操纵负荷。本文针对某型有人直升机，结合最新版本的美军直升机飞行品质规范（AeronauticalDesignStandard-33F，ADS-33F），研究基于六种响应类型的切换控制策略。各种控制策略的仿真结果表明，相应被控状态量可以按规范要求跟随指令信号，控制策略结合应用场景的仿真结果表明，所设计的控制系统可以显著减少操纵量，从而验证结论：设计的直升机多响应类型切换控制满足ADS-33F规定的响应要求，能显著提升飞行性能及驾驶员感受；响应收敛迅速，且能保证飞行安全和控制精度。

关键词：响应类型；ADS-33F；切换控制；操纵品质；飞行性能；仿真验证

中图分类号：TJ760；V249.122

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2023）01-0074-06

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0129

0引言

有人直升机的控制律设计过程中必须着重考虑直升机的飞行品质，降低飞行员的操纵负荷，使得飞行员有足够的精力去执行其他任务。指导此方面设计的最新参考范本是美军的ADS-33F标准，如今已广泛应用于直升机控制算法的开发和各国直升机飞行品质规范的制定。与其他飞行品质规范相比，ADS-33F创新性提出响应类型的概念，其是伴随性能提升需求，结合国外试飞经验逐渐摸索出来的概念，用于表征飞行员操纵输入与飞行状态变化的对应关系。

传统直升机采用机械飞行控制系统，无法实现多响应类型功能。伴随电传操纵系统的发展，直升机对稳定性和可控性的性能需求越来越多，多响应类型切换控制应运而生。由于发展较晚，国内外此方面研究刚刚起步。国外主要实现速度条件下的姿态响应类型（AttitudeCommand，AC）和角速率响应类型（RateCommand，RC）自动切换策略，少数机型实现了平移速度响应类型（TranslationalRateCommand，TRC），需要在悬停状态通过开关按钮进行切换，增加了飞行员的操纵负担。国内电传直升机采用开关按钮切换AC和RC响应类型，尚未实现TRC响应类型应用。以上应用策略主要存在切换条件不便以及响应类型较少、控制不精細等问题。有学者提出速度条件下的加速度指令/速度保持类型（AcceleratedCommand/VelocityHold，AAC/VH）与角速率响应类型切换控制，飞行员操纵便捷度和精细度有所改良，但AAC/VH没有专门的飞行品质规范作为性能评定依据。新版规范的制定中专门考量响应类型与目视环境的适配性，为多响应类型切换控制研究提供参考依据。

本文针对某直升机的飞行动力学数学模型进行本体分析，设计了增稳及解耦系统。随后根据ADS-33F飞行品质规范，设计具有更完备响应类型切换控制功能的人工驾驶系统，在有评价指标参考下提升响应类型切换控制的精细度，优化切换过程的复杂度。

1基于直升机本体特性的控制律设计

稳定性和操纵性是直升机飞行品质考核的关键指标，一般可以从气动外形和控制算法两方面进行提升。气动外形方面可以通过加大平尾面积等方式提升静稳定

系数来优化；算法部分首先需要消除被控对象本身存在的发散和耦合问题，才能在此基础进行复杂算法的设计。

1.1直升机本体特性

直升机本体特性，包含自然特性和耦合特性两部分，用于反映操纵响应对飞行品质的影响，是直升机本身固有特性的表达。自然特性即直升机操纵响应的模态构成，其可以通过数学推导结果准确反映。基于常规假设，根据某直升机的固有参数，考虑机体、尾翼、主旋翼和尾桨模型，建模得到直升机的非线性动力学方程。选取状态点进行动力学方程配平及线性化，不同状态点进行插值拟合，得到直升机的9个特征根，分别对应直升机6种模态。判断直升机特征根分布与模态对应关系，对于系统存在的正实部特征根，即对应发散的模态，通过极点配置设计增稳系统使模态收敛。对于负实部特征根，即对应稳定收敛模态，也可以设计增稳系统改善稳定性。模型仿真可以直观反映直升机耦合特性，考察模型的零输入及零状态响应，某一轴上的输入若能引起其他轴的明显输出，称为耦合。根据输出信号可知直升机耦合特性显著，包括状态耦合与操纵耦合［1］。

1.2增稳及解耦控制律设计

直升机飞行控制系统需要在全面且正确了解对象特性的基础上设计控制算法。对直升机自然特性及直升机耦合特性分别进行增稳和解耦系统设计。

1.2.1直升机增稳系统

早期直升机多采用机械稳定装置改善直升机操稳特性，其存在的增加旋翼阻力和限制增稳裕度等问题通过采用电子反馈的增稳系统得以解决，直升机稳定性能得到大幅改善。直升机的俯仰、航向、横滚增稳系统由对应轴的角速度和角位移反馈，使增稳后的等效模型特征根分布得到改善。悬停/低速段的速度受风的影响较大，而速度模态是长周期模态，长时间的误差积累影响很大，因此引入速度反馈回路以增强抗风干扰能力，控制律的结构形式为［2］

δe=－Ku·u－Kθ·θ－Kq·q

δa=－Kv·v－Kφ·φ－Kp·p

δp=－Kψ·ψ－Kr·r

δc=－Kw·w

（1）

1.2.2直升机解耦系统

直升机与固定翼飞机相比较，气动特性更复杂，表现为四个通道（横滚、俯仰、航向、总距）之间的强耦合。基于逆模型前馈的显模型跟踪解耦控制是针对直升机耦合特性开发的有效控制手段。工程经验表明，其在控制思路、工程维护、动稳特性及解耦性能方面均展现出显著优势［3］。其中显模型是算法中人为设定的理想模型，即指令模块，是显模型跟踪目标及控制核心。理想模型用于表征四轴操纵与被控状态量传递关系，根据飞机期望响应特性选取，通常抽象为低阶系统［4］。

显模型可以根据ADS-33F飞行品质规范相关内容确定，由物理含义可知其为要求的响应类型［5］。以某直升机悬停状态为例，显模型取纵横向通道的平移速率指令、垂向通道的垂向速率指令高度保持（TranslationalRateCommandHeightHold，TRCHH）以及航向通道的角速率指令方向保持（RateCommandDirectionHold，RCDH）。参数取值参照ADS-33F规定的响应要求。显模型传递函数结构如下：

ΔVx（s）ΔWe（s）=C11τm1s+1

ΔVy（s）ΔWa（s）=C22τm2s+1

Δφm（s）ΔWp（s）=C33ωn3s2+ωn3s

Δwm（s）ΔWc（s）=C44τm4s+1（2）

式（2）公式依次为纵向、横向、航向以及垂向通道传递函数结构。

鉴于控制逻辑切换的复杂性，横纵通道不以显模型形式进行设计，而以传统的三回路形式进行搭建，通过时域响应判断是否符合相关要求，并反馈可用的状态量进行辅助修正。

ADS-33F规定，在耦合方面其响应镇定通道对应曲线须在4s后收敛至非镇定通道对应曲线峰值的1/4之内，并详细说明了直升机特定飞行环境下响应类型的选取［6］。面向ADS-33F飞行品质规范的显模型跟踪解耦，系统在明确了多响应类型切换控制性能评定依据的同时，将国外试飞经验与工程研究相结合，避免了直升机本体特性带来的诸多问题。

2响应类型的选取与实现

2.1响应类型选取思路

多响应类型切换控制，顾名思义，是与响应类型相关的控制算法。ADS-33提出响应类型的概念，其选取取决于可用感示环境（UsableCueEnvironment，UCE）的参数概念，这个参数由飞行员依据专业尺度确定，可以取值为1，2或3。

除响应类型以外，直升机稳定性和操纵性水平的需求也与可用感示环境息息相关。直升机空中飞行过程可以归纳为特定机动飞行任务的组合，对于每种机动，设定专门指标反映稳定性和操纵性特征，包括有限敏捷（L）、一般敏捷（M）、高度敏捷（A）及目标捕获和跟踪（T）［7］。

ADS-33对不同感示环境下的直升机规定了相应的响应类型。根据某直升机预期要求的机动特性指标、可用感示环境和飞行品质等级，确定控制系统应提供的响应类型及结构参数［8］。在控制系统设计中，对直升机飞行品质影响较大的四项指标分别是：控制和扰动作用下的振荡衰减时间、等效时延和带宽、直升机姿态角变化率以及飞行员可控的最大三轴姿态角和角速率。

ADS-33F飞行品质规范提到，角速率响应（RC）类型是最基本的响应类型，控制结构最简单。其常用于机动性要求较高的飞行任务，具有操纵性良好的特点，却也存在稳定性不足的隐患［9］。飞行员可通过选择良好的目视环境或稳定性较好的高速飞行条件，规避RC响应类型的风险。

姿态指令姿态保持（ACAH）响应类型是比角速率响应RC更高级的响应类型。和RC响应类型相比，ACAH响应类型牺牲部分机动性的同时，显著提高可用感示环境等级，减轻飞行员工作负荷。当驾驶员选择ACAH响应类型时，操纵输入与直升机姿态角成比例，即驾驶杆位置与直升机姿态角存在对应关系。飞行员仅需简单操纵驾驶杆的位置，就能控制直升机稳定在给定的姿态角，而且通过姿态微调按钮能够精确控制直升机的姿态［10］。

平移速率响应类型（TRC）能够明显改善直升机悬停/低速飞行状态的操纵品质及机动能力，减轻驾驶员操纵负荷，提升直升机任务执行能力，满足了直升机重载吊挂任务对近地低速飞行稳定性的更高需求。

角速率指令方向保持（RCDH）和垂向速率指令高度保持响应类型（TRCHH）适用于大多数场景［11］。需要指出的是，TRCHH响应类型可以很好地与小位移侧杆和全权限电传飞行控制系统整合，提高直升机闭环系统在高度通道的操纵品质。

协调转弯响应类型（TC）用于消除大速度大偏航飞行产生的侧滑角，空速低于29km/h时，禁止使用TC。

响应类型选取思路有两个前提：各通道应针对不同空速和可视环境提供一级飞行品质；为便于驾驶员操纵，响应类型間尽量实现自动切换。需要注意的是，根据ADS-33F的推荐，良好目视环境下低速飞行的纵横向通道响应类型应为RC，出于满足一级飞行品质和减少驾驶员切换负担的折衷考虑，仍采用ACAH。

2.2响应类型的实现

以纵向通道为例，从内环到外环按选取思路依次设计RC，ACAH，TRC响应类型，如图1所示。具体响应类型的实现结构，主要从三方面综合考虑选定：物理结构实现简单、满足一级品质要求、内外环切换实现简单。结合根轨迹法，对照规范中带宽和阻尼比等相关要求，得到最终的控制律架构和参数。

内环RC表达式为

qc=kb·Xb

ub=kq·（qc－q）+kqint.∫（qc－q）dtσb=ub（3）

式中：qc为俯仰角速率指令；Xb为纵向变距杆偏移量；ub为纵向通道电传控制信号；σb为纵向变距指令信号。

次环ACAH表达式为

θc=kb2·Xbqc=kθ·（θc－k2·θ）（4）

式中：θc为俯仰角指令。

外环TRC表达式为

Vxc=kb3·Xbθc=kVx·（Vxc－k3·Vx）（5）

式中：Vxc为Xb轴速度分量指令。

3多响应类型切换控制算法设计

为了提高直升机操纵品质，直升机各飞行状态下应采用特定的响应类型，参考目前先进直升机已投入使用的响应类型，结合直升机飞行品质规范，设计直升机多响应类型自主切换控制功能。

3.1切换控制总体架构

基于前述响应类型特点的考虑，算法所用响应类型分配如图2所示。

3.2响应类型切换过程的实现

3.2.1切换条件的选取

响应类型通过调和速度数值的判断进行切换。调和速度是与直升机空速相关的自定义参数。该值等于直升机悬停和近地低速飞行时的地速，等于大速度前飞时的空速。这样设定与直升机不同速度使用场景的需求密切相关：

V=Vg（1－a）+Va（1－a）

a=max［f1（Vg），f2（Va）］（6）

式中：Vg为地速；Va为空速；a为与地速和空速相关的调和系数，取值在0，1之间连续变化。调和系数可以使低速飞行时反馈地速，高速时反馈空速，具体函数关系可以根据需求调整。

通过控制律逐环设计过程中的仿真分析选取调和速度切换点。控制律内环为RC响应类型，其在不同速度基准上均呈现良好的响应性能。在向外环设计的过程中，响应性能随速度基准变化显著，因此需要设置控制切换点的速度，以使状态响应曲线满足规定的要求，同时考虑变距杆力梯度限制

3.2.2切换过程的实现

RC和ACAH、RCDH和TC响应类型切换的实现，是通过Hermite插值函数生成与速度变化相关的函数变量。此变量在控制架构里表征为一个取值在0到1之间连续可导的反馈系数。Hermite插值函数是一类插值多项式，其要求节点函数值相等，且对应的一阶甚至高阶导数也要求相等。在“已知数据”数量不足情况下，Hermite插值结合函数导数值提升拟合精度，体现出显著优势。此处采用常规二重Hermite插值多项式［13］。定义插值函数H2N+1（xi）为最高次数不超过2N+1的函数多项式，插值函数和原函数f（xi）关系满足：

H2N+1（xi）=f（xi）（7）

H′2N+1（xi）=f′（xi）（8）

式中：i=0，1，…，n。

ACAH和TRC响应类型切换在上述方案下无法达到期望的响应性能。这是因为从ACAH转换为RC通过一个反馈环节的变化即可实现，而TRC转换为ACAH时，结构改变较多，仅通过单一参数取值的变化改变控制手段不现实。考虑在特定速度状态点实现瞬时切换，出于优化过渡过程动态特性的目的，在切换时刻添加淡化器进行改良。

上述方案在Matlab中分别通过搭建LookupTable和Switch模块模拟实现。

4试验验证

采用基于Matlab/Simulink搭建的某轻型单发单旋翼尾桨式有人直升机非线性模型，仿真验证算法的有效性。分别考查纵横向通道（TRC，ACAH和RC），航向通道（RCDH和TC）及垂向通道（TRCHH）响应性能与ADS-33F相关指标契合度，结果表明响应性能符合预期。以悬停状态和50km/h低速飞行条件下的纵向通道为例说明，响应类型切换过程的控制效果通过设定特定飞行任务，将操纵和响应曲线结合工程经验及对比实验进行评定。

4.1纵向通道响应类型仿真验证

ADS-33F标准中规定的纵向通道TRC响应要求，纵向变距到平移速率的传递函数定性为一阶惯性环节，一级飞行品质规定等效时间常数在2.5～5s［14］。也就是说，在选定的响应类型下，纵向通道施加阶跃输入后，从时域响应来看，前向速度达到0.632倍的期望值时，响应时间在2.5～5s。给定纵向变距杆（CLPSP）规定的指令输入，直升机平行于地面方向的前向速度响应曲线如图3所示。

可以看出，TRC响应类型函数关系定性为一阶惯性环节，其时间常数在4.1～4.8s，符合规定的限制要求。

对于纵向通道ACAH响应，ADS-33F要求姿态角在纵向变距杆阶跃输入6s后基本达到稳态。这意味着，无论阶跃输入后是否有超调，6s之后达到期望的稳态即可。给定纵向变距杆规定的指令输入，直升机俯仰角响应如图4所示。

由图可知，直升机姿态角约在响应4s后达到稳态，满足ADS-33F要求。

4.2響应类型切换过程仿真验证

直升机响应类型切换过程的研究结果无法通过软件仿真的方式得到，此处使用模拟座舱完成验证试验。鉴于最新版规范未收录响应类型切换控制效果的评判依据，拟选取涉及各响应类型的速度区间，通过设定特定飞行科目（即加速至定值再减速回零），观察驾驶杆操纵过程的位移特性，若操纵曲线平滑缓和，不过多往复校正，说明操纵复杂度相对较低。进一步地，与直升机基本的RC响应类型操纵做比较，对比操纵性能。

如图5所示，传统直升机采用RC响应类型。可以看出，RC响应下的杆操纵范围较窄，但由于操纵指令到速度响应有较大延迟，无法合适地提供指令，由此造成较多的往复操纵，显著恶化操纵感受。

如图6所示，直升机在迅猛加速至200km/h再减速至0km/h的过程中，由于低速时的TRC响应类型对应地速，需要迅猛提速的前提下操纵杆位移变化较大；25km/h以后，由于ACAH响应类型对应直升机姿态角，飞机低头时加速，但速度变化不能过快，故操纵杆有回撤趋势，但回撤幅度较小；高速飞行时，RC响应类型对应直升机角速率的特性使得速度调节更为快速，直升机速度增至200km/h时，操纵杆在中立位附近活动以保持空速稳定。总体而言，驾驶员工作量较小，操纵复杂度得到明显优化。

5结论

本文针对有人直升机悬停、低速及前向飞行阶段，提出基于速度调节的多响应类型切换控制策略，并进行控制律设计与仿真验证。结果表明，基于ADS-33F的直升机响应性能满足一级飞行品质要求。基于速度的响应类型切换控制符合飞行员驾驶习惯和飞行规律，可以适时优化飞行体验。仿真验证表明这种策略的可行性。尚存的不足是，ADS-33F没有针对响应类型切换性能的评价指标，此过程效能评估方法有望在日后相关理论基础上加以发展。

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ResearchonMulti-ResponseTypeSwitchingControlfor

ADS-33FQualityStandardDesign

ZhaiRenqing*，WangDonghui，WangLin，ZhangSong，GaoXinqing

（AVICXianFlightAutomaticControlResearchInstitute，Xian710065，China）

Abstract：Traditionalhelicoptersusuallyadoptsingleresponsetype，whichisdifficulttomeetdemandsforpilotcontrol.Severalexperienceoftestflighthasprovedthatmulti-responsetypeswitchingcontrolcansignificantlyimprovetheflightperformanceandreducepilotscontrolload.Inthispaper，basedontheAeronauticalDesignStandard-33F（ADS-33F），anewswitchingcontrolstrategybasedonsixresponsetypesisstudiedonamannedhelicopter.Simulationresultsoneachcontrolstrategyshowthatthecorrespondingcontrolledstatevariablecanfollowthecommandsignalaccordingtothespecificationrequirements.Simulationresultsontheapplicationscenariocombinedbythecontrolstrate-giesshowthatthedesignedcontrolsystemcansignificantlyreducethemanipulatedworkload，soastoverifytheconclusions：thedesignedhelicoptermulti-responsetypeswitchingcontrolmeetstheresponserequirementsspecifiedbyADS-33F，whichcansignificantlyimproveflightperformanceandpilotsfeeling，andtheresponseconvergesrapidlytoguaranteetheflightsafetyandcontrolaccuracy.

Keywords：responsetype；ADS-33F；switchingcontrol；handlingquality；flightperformance；simulationverification

收稿日期：2022-06-10

基金项目：航空科学基金项目（20180718004）

*作者简介：翟任庆（1998-），男，甘肃武威人，硕士研究生。