32直升机试验台旋翼操纵系统现场标定技术研究(章贵川)(4)

237第二十六届（2010）全国直升机年会论文直升机试验台旋翼操纵系统现场标定技术研究章贵川、吴志刚、许冰（中国空气动力研究与发展中心低速所，四川绵阳，621000）摘要：文章针对直升机试验台旋翼操纵系统现场标定存在的问题，提出了一种新的标定方法。详细地说明了该方法的原理，并通过实际运用进行了检验。关键词：旋翼操纵现场标定人工神经网络1引言自从1939年美国的西科斯基制造出世界上第一架真正意义上的实用直升机以来，全周期变距操纵方式就成为了几乎所有直升机旋翼操纵系统的不二选择。全周期变距操纵方式中描述旋翼周期变化规律的操纵角有3个，分别是总距角7.0、纵向变距角S、横向变距角C，操纵角在直升机桨叶上并不能直接获得，需要利用桨距角换算。桨距角是旋翼在展长0.7位置处弦线与主轴垂面之间的夹角，它与三个操纵角CS7.0:的换算公式为：，桨叶旋向为逆时针，桨叶旋向为顺时针sincossincos7.07.0CSCS（1.1）其中，为该片桨叶的方位角，即桨叶所在位置与直升机后向之间的夹角。直升机试验台的旋翼操纵系统模拟的是真实直升机的操纵系统，也是通过全周期变距的操纵方式改变旋翼的姿态，不同之处在于使用了多个作动筒替代真实直升机的机械式或者电液方式的推拉杆机构。图1直升机旋翼操纵系统由于操纵角在旋翼模型上难以直接测量获得，这就使通过操纵角测量反馈来构成闭环控制系统的方式无法实现，而只能通过获得旋翼操纵的直接执行部件——作动筒的位移与旋翼操纵角之间的转换关系进行开环控制。在直升机试验中，完成作动筒的位移与旋翼操纵角之间相互转换计算的部件被称为叠加器（Adder）。最早的叠加器是由模拟电路搭建而成的，每一次进行新模型试验前都需要根据计算数据进行繁琐的参数调整。计算机技术发展以后，叠加器改为数字式，转换公式的计算和修改都变的更为快捷，并且还可以使用更为复杂的计算公式。但是，这种转换关系并非一目了然的，所以如何求解作动筒位移与旋翼操纵角的转换公式是旋翼操纵系统使用中一个不可回避的问题。对于这个问题通常有两种解决方法。一种是根据模型的尺寸，通过空间几何求解，计算求得转换公式。中国直升机设计研究所的李新民等曾对这个方法进行了探索，获得了自动倾斜器高度变化与旋翼操纵角之间是线性关系的结论。但模型在加工、安装、运行过程中难免会存在间隙和误差，理论计算的精度并不令人满意。238另一种方法则是在模型安装完毕之后，在现场通过标定的方法获得一系列桨距角与作动筒位移的对应关系，联立求解超定方程组，获得最小二乘意义下的解来作为转换公式，这个过程我们称之为旋翼操纵系统的现场标定。2现场标定技术的原理根据自动倾斜器高度变化与旋翼操纵角之间是线性关系的结论，旋翼模型的操纵角CS7.0:和作动筒位移长度321:ActActActAct之间可以近似为线性关系，转换公式通常可表示为矩阵形式：npMActActM（2.1）其中，pM称作正矩阵，nM称作逆矩阵，皆为3×3矩阵，且互逆。但在实际使用中，作动筒的零位并不能刚好就对应着操纵角的零度，所以这个公式还应该加入一个截距321:CCCC，这个值就是操纵角都为零度时作动筒的位移值。转换公式也就变为：npMCActActCM（2.2）现场标定需要解决的根本问题就是根据测量的数据求解pM、nM和C。操纵角并不能直接获得，需要利用桨距角换算。在一个模型状态下只要测量三个不同方位角处的桨距角就可以计算出旋翼的操纵角，但实际运用中，为了消减测量误差引起的结果误差，往往会测量三个以上的桨距角，然后求解超定方程组获得最小二乘意义下的解作为操纵角。例如桨叶旋向为顺时针时，分别测量n21n个方位角方向的桨距角数据n21:A，构造得转换阵Z：1sincos1sincos1sincosnn2211Z（2.3）操纵角7.0:CS与方位角4321:A之间的转换可表示为：AZ（2.4）现在已知A和Z，则可利用Z的广义右逆矩阵求得。获得了和Act，就可以求解公式（2.2）了。但是这个表达式与一般超定方程组BAX的形式是不同的，无法直接计算。以往我们一直使用人工找零位法，先经过大量反复的测量找到所有桨距角皆为零的位置，取此时作动筒位移为零位，然后以此为基准开始标定。这种办法的缺点是显而易见的，测量工作非常繁琐且效果并不好。后来我们又采用了最小值逼近法找零位，就是任取一个截距'C带入公式（2.2），然后就可以套用标准的超定方程公式求解。计算出结果后，根据最小二乘的定义，求出误差nipCMActE12'，以此为判据逐次修正'C的值，使误差E逐渐逼近最小值minE，直至满足要求，以此时的'C作为C带入公式就可以求得结果。该方法的缺点是计算比较繁琐，而且逼近的最小值也不是真正的最小值，只是与真值的误差在一个许可的范围内。经过摸索，现在我们采用了一种新的计算方法，就是将公式（2.2）拆开，分做3个新方程组，举其中一个为例：设333231232221131211aaaaaaaaaMp，则：239nCSCSCSActCaaaActCaaaActCaaannn1111117.031211127.031211117.0312111322111（2.5）我们可以将其化为标准的BAX形式，即：nCSCSCSActActActCaaannn1111111213121117.07.07.0222111（2.6）而后即可按标准的超定方程组解法计算得到结果了。这样就跳过了以往找零位不准带来的误差，实际使用的效果是令人满意的。3现场标定存在的问题在此之前，旋翼操纵系统现场标定是由人工完成的。这是一个非常繁琐的过程：标定需要获得大量的作动筒位移与操纵角的对应数据，而操纵角只能由桨距角计算获得，桨距角的测量又是使用倾斜仪人工测量来完成的。这使得现场标定工作存在许多问题：1.由于桨距角的测量是由人工完成的，测量数据受人为因素影响很大，数据精度难以保证；2.为了涵盖整个操纵范围，需要测量的点数不能太少，在桨毂平面的四个方位角上至少需要进行120次以上的角度测量，工作量很大，一次往往需要2－3小时；3.由于标定时由于事先不知道作动筒位移与操纵角的对应关系，所以手动标定时是以作动筒的位移为自变量，尽量使作动筒的位移量涵盖其可以运动的范围，再测量相应的方位角，而不能有针对性的将标定点集中在使用的角度范围内，这样造成的问题就是超出使用范围的数据点过多，而使用范围内的有效点太少，不利于标定精度的提高；4.人工现场标定时，对桨距角的测量仅仅限定在四个特定方位上，方位角数据偏少，造成了操纵角的计算结果误差较大，如果通过提高测量方位角的数目来达到提高操纵角计算精度的目的，需要付出的测量时间成倍增加，效率上不能接受。4现场标定自动装置要解决这些问题，根本性的办法就是研制一套自动标定装置，通过对标定工作中测量工具和方法的改进，使用倾角传感器替代倾斜仪，由自动化测量替代人手操作，用低速旋转动态标定替代静态标定，提高标定工作的测量精度和工作效率，降低劳动强度，从而提高现场标定的准度，使之达到与控制系统精度相当的水平，增强直升机旋翼试验的能力。考虑到倾角传感器安装使用的方便性，兼顾桨毂旋转时的安全性，倾角传感器连接件仍然采用安装在桨叶连接位置的方式，传感器半埋式安装在其上，在相对支臂位置上安装相同质量的配重。这样做有两个优点：一是安装方便牢固，旋转时可以保证安全；二是桨叶安装面就是需要测量的平面，连接件直接安装其上，就不需再考虑传感器测量平面与待测平面的差值。安装桨叶后的校验，可以在静止状态进行，使用夹件固定在桨叶上。安装方式参见图2。以往手动进行标定时，变换方位角需要人工旋转桨毂，为了提高效率，我们总是先在一个方位角上测量完所有状态，才转换到下一个方位角，就是为了避免每次转动桨毂后又需要定位的繁琐。由于自动标定装置是旋转状态下的动态标定，转换方位角是自动完成的，方位角的定位由编码器的脉冲来确定，比手工的旋转更精确。测量的数据也不只限于以往的四个方位角，而可以测量更多的方位，这样可以进一步提高计算操纵角的精确度。240标定时由于事先不知道作动筒位移与操纵角的对应关系，所以手动标定时是以作动筒的位移为自变量，尽量使作动筒的位移量涵盖其可以运动的范围，再测量相应的桨距角，而不能有针对性的将标定点集中在使用的角度范围内，这样造成的问题就是超出使用范围的数据点过多，而使用范围内的有效点太少，不利于标定精度的提高。因而我们引入了人工神经网络控制系统，以操纵角作为自变量，自动控制作动筒运动到相应的状态后进行测量计算，就可以把标定的数据点都集中在使用范围内，再加上自动标定采集数据的速度远胜于手工测量，标定的数据点也可以大大增加，可以获得更好的标定结果。测量完成后，计算工作将随后在标定系统的控制计算机中自动进行，无需人工参与计算，计算的结果又可以立即运用到操纵系统中进行校验和修正，直至获得符合精度要求的结果，整个工作可以做到高度的自动化，效率的提高非常显著。5结束语综上所述，这种旋翼操纵系统现场标定的技术，是我们在多年直升机试验中不断技术积累的一个总结，理论经过严密推导，并在实际应用中得到了检验。自动标定装置的研制，对我国的直升机气动试验水平的提高起到了推动作用，国内尚无同类装置，可以说是填补了一项空白，很有意义。参考文献[1]李新民、黄建萍，旋翼模型试验台操纵系统的实现方法，直升机技术，1999.02[2]李建强、彭先敏、章贵川，基于神经网络的直升机风洞试验自动配平控制系统，测控技术，2004.10[3]李人厚．智能控制理论和方法．西安电子科大出版社，1999．[4]飞思科技产品研发中心．MATLAB6.5辅助神经网络分析与设计．电子工业出版社，2003．ADisquisitiononTheTechnologyofLocalCalibrationofTheRotorOperationSystemofTheHelicopterTestStandZhanggui-chuanWuzhi-gangXubing(Chinaaerodynamicsresearchanddevelopmentcenter—lowspeedinstitute)Abstract:Fortheexistingproblemoflocallycalibratingtherotoroperationsystemofthehelicopterteststand,thispaperpresentsanewcalibratingmethod.Itsprincipleisdetailed,andexaminedbythepracticalutilization.Keyword：theRotorOperationSystem，Localcalibration，ArtificialNeuralNetwork.图2倾角传感器在安装桨叶前后的连接示意图