一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统及操纵方法

1.一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；当U2的反向端电压小于同向端电压时，即无线电高度参数由GD端经R1输入，输出端电压为正饱和电压E+，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-，低高度信号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；
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接到遥控电压值VH端，开关J1的Y经过电阻R接到自主稳高的控制电压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接到遥控电压值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接到遥控电压值VH端，开关J1的O接到总距舵机控制量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的操纵方法，其特征在于：该方法具体步骤如下：
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；
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；H1、H2为设定的两个切换高度，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δH；
(1)自主稳高控制规律设计为：
1)在低高度时控制规律为
δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHR-HRV)+Kωy1δy1 (4)
2)在高高度时控制规律为
δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHB-HBV)+Kωy1δy1 (5)其中，δH为总距舵机控制量；δy1为航向舵机控制量；KΔ为高度差与升降速度的比例系数，KΔ＝25S；Kωy1为偏航角速度传动系数，Kωy1＝1；ΔHR为相对给定高度的无线电高度差(HRg-HR)；HR为无线电高度表提供的高度即无线电高度；HRg为给定相对高度；HRV为无线电高度表提供的升降速度即无线电升降速度；ΔHB为相对给定高度的气压高度差(HBg-HB)；HB为大气数据计算机提供的高度即气压高度；HBg为给定气压高度；HBV为大气数据计算机提供的升降速度即气压升降速度；T1、T2为时间常数，T1＝2.31s、T2＝0.77s；S为微分算子；
(2)系统的最大升降速度限制与高度调节：
计算δH时，需对高度差ΔHB和ΔHR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ΔHB和ΔHR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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为正值，δH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(KΔΔHB-HBV)、(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)、(KΔΔHR-HRV)为正值，δH的变化将使总距增大，使上升速度增大；总之，当高度差为零时，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能通过手动遥控操纵“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
其中，δH为总距舵机控制量；δy1为航向舵机控制量；VH为遥控电压值；KH为总距遥控值的传动系数，KH＝1；KHy为总距对航向的补偿系数，KHy＝1。
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两个运算放大器U1、U2的型号是LM158。
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7个固定电阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7的电阻值分别是：10k、50k、
350k、300k、50k、200k和1M。
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：
该低高度信号产生电路中的3个二极管D1、D2、D3的型号是1N5819。
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两个运算放大器U1’、U2’的型号是LM158。
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5个固定电阻R、R8、R9、R10、R11的电阻值分别是：300k、10k、10k、50k、
50k。
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个电容C的电容量是：2.2u。
9.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。

一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统及操纵方法\n(一)技术领域\n[0001] 本发明涉及一种共轴式无人直升机的高度控制稳定系统及操纵方法，属于无人直升机飞行控制技术领域。\n(二)背景技术\n[0002] 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高度。\n[0003] 共轴式无人直升机飞行高度的控制稳定在国内仍属空白，本发明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。\n(三)发明内容\n[0004] 1、发明目的：本发明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及其操纵方法，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。\n[0005] 2、技术方案：\n[0006] (一)本发明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。\n[0007] 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。\n[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～+10V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；\n[0009] 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～+10V的气压高度模拟电压和-10～+10V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；\n[0010] 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。\n[0011] 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。\n[0012] (1)低高度信号产生电路及两种高度参数之间的选择切换\n[0013] 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。\n[0014] 其中，运算放大器U1、U2的型号是LM158；\n[0015] 其中，7个固定电阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7的电阻值分别是：10k、50k、350k、300k、\n50k、200k和1M；\n[0016] 其中，3个二极管D1、D2、D3的型号是：1N5819\n[0017] 当U2的反向端(无线电高度参数由GD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。\n[0018] 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：\n[0019] V+max＝(12/R2+E+/R4)R (1)\n[0020] 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：\n[0021] V+min＝(12/R2+E-/R4)R (2)\n[0022] 选定合适的电阻阻值，就可使\n[0023] V+max＝11V(对应高度为H2＝275m时经由GD端输入的电压)\n[0024] V+min＝8V(对应高度为H1＝200m时经由GD端输入的电压)。\n[0025] 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。\n[0026] 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。\n[0027] 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。\n[0028] 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，\n275m。\n[0029] (2)总距跟踪电路\n[0030] 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Vo应等于遥控电压给出的δH，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U1’、U2’、5个固定电阻R、R8、R9、R10、R11、1个电容C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R1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。\n[0031] 其中，运算放大器U1’、U2’的型号是：LM158；\n[0032] 其中，5个固定电阻R、R8、R9、R10、R11的电阻值分别是：300k、10k、10k、50k、50k；\n[0033] 其中，1个电容C的电容量是：2.2u\n[0034] 其中，1个继电器(含J1、J2两组开关)的型号是：JRC-5M\n[0035] 图3中：R9/R8＝R10/R11\n[0036] J1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δH，此时，U2’的o端输出电压：\n[0037] Vo＝VH/(1+T1S) (3)\n[0038] 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Vo≈VH。\n[0039] 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δH，驱动总距舵机使得直升机稳定在给定飞行高度。\n[0040] (二)本发明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：\n[0041] 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。\n[0042] 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。\n[0043] 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。\n[0044] 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。\n[0045] 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。\n[0046] 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。\n[0047] 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δH。\n[0048] (1)自主稳高控制规律设计为：\n[0049] 1)在低高度时控制规律为\n[0050] δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHR-HRV)+Kωy1δy1 (4)\n[0051] 2)在高高度时控制规律为\n[0052] δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHB-HBV)+Kωy1δy1 (5)\n[0053] 其中，δH为总距舵机控制量；\n[0054] δy1为航向舵机控制量；\n[0055] KΔ为高度差与升降速度的比例系数，KΔ＝25s；\n[0056] Kωy1为偏航角速度传动系数，Kωy1＝1；\n[0057] ΔHR为相对给定高度的无线电高度差(HRg-HR)；\n[0058] HR为无线电高度表提供的高度(无线电高度)；\n[0059] HRg为给定相对高度；\n[0060] HRV为无线电高度表提供的升降速度(无线电升降速度)；\n[0061] ΔHB为相对给定高度的气压高度差(HBg-HB)；\n[0062] HB为大气数据计算机提供的高度(气压高度)；\n[0063] HBg为给定气压高度；\n[0064] HBV为大气数据计算机提供的升降速度(气压升降速度)；\n[0065] T1、T2为时间常数，T1＝2.31s、T2＝0.77s；\n[0066] S为微分算子。\n[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。\n[0068] (2)系统的最大升降速度限制与高度调节\n[0069] 计算δH时，需对高度差ΔHB和ΔHR进行限幅，上升时高度差的最大限幅值是\n165m，对应6.6m/s的上升速度。即当高度差超过165m时，公式中的ΔHB和ΔHR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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为正值，δH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。\n[0070] 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。\n[0071] 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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为正值，δH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。\n[0072] 步骤五：将直升机切换到手动遥控操纵直升机的飞行高度。\n[0073] 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。\n[0074] 遥控工作模态时，控制规律为\n[0075] \n[0076] 其中，δH为总距舵机控制量；\n[0077] δy1为航向舵机控制量；\n[0078] VH为遥控电压值；\n[0079] KH为总距遥控值的传动系数，KH＝1；\n[0080] KHy为总距对航向的补偿系数，KHy＝1。\n[0081] 3、优点及功效：\n[0082] (1)本发明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。\n[0083] (2)本发明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；\n[0084] (3)本发明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；\n[0085] (4)本发明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；\n[0086] (5)本发明设计了如图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。\n[0087] 本发明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。\n(四)附图说明\n[0088] 图1系统的连接关系与原理框架图\n[0089] 图2低高度信号产生电路原理图\n[0090] 图3总距跟踪电路原理图\n[0091] 图中符号说明如下：\n[0092] VH遥控电压；δH总距操纵量；Vz自主稳高的控制电压；\n[0093] GDBSH无线电高度表损坏报警信号；GD无线电高度；\n[0094] DGDXH低高度信号；U1、U2、U1’、U2’运算放大器；J1、J2继电器的两[0095] 组单刀双掷开关。\n(五)具体实施方式\n[0096] (一)见图1、图2、图3所示，本发明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。\n[0097] 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，以达到稳定直升机高度的目的，其连接关系与原理框架如图1所示。\n[0098] 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～+10V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；\n[0099] 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～+10V的气压高度模拟电压和-10～+10V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；\n[0100] 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：\n①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。\n[0101] 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。\n[0102] (1)低高度信号产生电路及两种高度参数之间的选择切换\n[0103] 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LM158的运算放大器U1、U2，7个电阻值分别为10k、50k、350k、300k、50k、200k、1M的固定电阻R1、R2、R3、R4、R5、R6、R7和3个型号为1N5819的二极管D1、D2、D3组成；电路连接方式为：\nD1、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。\n[0104] 当U2的反向端(无线电高度参数由GD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。\n[0105] 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：\n[0106] V+max＝(12/R2+E+/R4)R (1)\n[0107] 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：\n[0108] V+min＝(12/R2+E-/R4)R (2)\n[0109] 选定合适的电阻阻值，就可使\n[0110] V+max＝11V(对应高度为H2＝275m时经由GD端输入的电压)\n[0111] V+min＝8V(对应高度为H1＝200m时经由GD端输入的电压)。\n[0112] 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。\n[0113] 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。\n[0114] 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。\n[0115] 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，\n275m。\n[0116] (2)总距跟踪电路\n[0117] 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Vo应等于遥控电压给出的δH，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U1’、U2’，5个电阻值分别为300k、10k、10k、50k、50k的固定电阻R、R8、R9、R10、R11，1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J1、J2)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O接到δH端。\n[0118] 图3中：R9/R8＝R10/R11\n[0119] J1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δH，此时，U2’的o端输出电压：\n[0120] Vo＝VH/(1+T1S) (3)\n[0121] 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Vo≈VH。\n[0122] 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δH，驱动总距舵机使得直升机稳定在给定高度。\n[0123] (二)本发明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：\n[0124] 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。\n[0125] 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。\n[0126] 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。\n[0127] 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。\n[0128] 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。\n[0129] 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。\n[0130] 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δH。\n[0131] (1)自主稳高控制规律设计为：\n[0132] 1)在低高度时控制规律为\n[0133] δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHR-HRV)+Kωy1δy1 (4)\n[0134] 2)在高高度时控制规律为\n[0135] δH＝[(T1S+1)/T2S](KΔΔHB-HBV)+Kωy1δy1 (5)\n[0136] 其中，δH为总距舵机控制量；\n[0137] δy1为航向舵机控制量；\n[0138] KΔ为高度差与升降速度的比例系数，KΔ＝25s；\n[0139] Kωy1为偏航角速度传动系数，Kωy1＝1；\n[0140] ΔHR为相对给定高度的无线电高度差(HRg-HR)；\n[0141] HR为无线电高度表提供的高度(无线电高度)；\n[0142] HRg为给定相对高度；\n[0143] HRV为无线电高度表提供的升降速度(无线电升降速度)；\n[0144] ΔHB为相对给定高度的气压高度差(HBg-HB)；\n[0145] HB为大气数据计算机提供的高度(气压高度)；\n[0146] HBg为给定气压高度；\n[0147] HBV为大气数据计算机提供的升降速度(气压升降速度)；\n[0148] T1、T2为时间常数，T1＝2.31s、T2＝0.77s；\n[0149] S为微分算子。\n[0150] 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。\n[0151] (2)系统的最大升降速度限制与高度调节\n[0152] 计算δH时，需对高度差ΔHB和ΔHR进行限幅，上升时高度差的最大限幅值是\n165m，对应6.6m/s的上升速度。即当高度差超过165m时，公式中的ΔHB和ΔHR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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为正值，δH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。\n[0153] 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。\n[0154] 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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为负值，δH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(KΔΔHB-HBV)或(KΔΔHR-HRV)为正值，δH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。\n[0155] 步骤五：将直升机切换到手动遥控操纵直升机的飞行高度。\n[0156] 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。\n[0157] 遥控工作模态时，控制规律为\n[0158] \n[0159] 其中，δH为总距舵机控制量；\n[0160] δy1为航向舵机控制量；\n[0161] VH为遥控电压值；\n[0162] KH为总距遥控值的传动系数，KH＝1；\n[0163] KHy为总距对航向的补偿系数，KHy＝1。