直升机人机耦合诱发振荡分析及研究

徐鹏辉，鞠艳秋，齐 驰

(陆军航空兵学院，航电与兵器工程系，北京 101123)

直升机人机耦合诱发振荡分析及研究

徐鹏辉，鞠艳秋，齐 驰

(陆军航空兵学院，航电与兵器工程系，北京 101123)

针对直升机飞控系统和驾驶员在回路所引起的人机耦合振荡问题，提出了闭环稳定性分析方法。以某型直升机纵向辨识模型为基础，结合McRuer驾驶员模型和设计的增稳系统，构建了完整的人机耦合分析模型。综合运用经典控制理论中的基本分析方法并结合实际背景，研究了直升机固有模态的根轨迹以及时域、频域特性，对比分析了人机耦合诱发振荡的表现、原因。同时，从控制器设计和驾驶员操纵两个环节分析，提出了解决人机耦合诱发振荡的可行措施。仿真结果表明，所提出的人机耦合诱发振荡的分析方法可以定性、定量分析人机耦合振荡的物理本质并有效地解决研究问题，在飞控设计和飞行操纵应用中具有理论参考意义。

人机耦合；飞控系统；稳定性分析

0 引言

在现代直升机设计中，为获得良好的操纵品质，高增益宽频带的飞控系统已成为先进直升机设计的重要目标，这也是性能优越的直升机的必然要求，也是未来直升机设计的发展趋势。然而，当驾驶员与飞控系统同时在直升机控制回路时，飞控系统的设计必须考虑驾驶员在闭环系统的影响，否则，直升机闭环系统的性能可能会被削弱，甚至会诱发人机耦合振荡，威胁飞行安全，同时损害直升机性能并影响直升机对规定作战任务的完成情况，造成战时的巨大损失。因此，研究人机耦合诱发振荡的原因并提出可行性的解决措施对如何在新时期环境下发挥直升机的最佳性能，保证驾驶员安全操纵具有十分重大的意义。

为分析驾驶员在操纵回路的影响，20世纪40年代，学术界已经开始了驾驶员建模的研究[3]，目前已比较成熟。如McRuer提出了穿越频率模型[4，5]，该模型表征了驾驶员在操纵回路的开环总传递函数具有H(s)=ωcge-τe,s/s的频率特性(其中，ωc为穿越频率，τe为等效滞后时间)，驾驶员通过主动操纵调整增益，使ωc接近最高截止频率，保证了闭环系统的稳定性。该模型通过试验验证是一个有效的模型，在人机振荡分析中被广泛采用[2]。Hess提出了内外环结构模型[6,7]，该模型以驾驶员的视觉感知、神经肌肉系统感知以及前庭系统感知为反馈信号，描述了驾驶员双闭环反馈主动操纵的人机交互行为。Mayo建立了生物力学馈入模型[8]，该模型表征了人机耦合振荡的交互传递行为，即直升机的振动通过驾驶杆以被动方式传递给驾驶员，而驾驶员通过生物力学馈入的形式由驾驶杆再传递回直升机，该模型实质上是一个被动操纵模型。一般情况下，由驾驶员主动操纵引起的振荡属于低频范围，通常在1～2Hz左右；而由驾驶员被动操纵引起的振荡属于高频范围，通常在2～8Hz[2]。

对于直升机人机耦合问题的研究，文献[9]基于Mayo生物力学馈入驾驶员模型，分析了由于驾驶员被动操纵而诱发的直升机垂向圆锥模态不稳定现象。文献[10]和文献[11]在文献[9]的基础上，结合McRuer穿越频率模型和Mayo生物力学馈入模型，开展了直升机垂向振荡的时域分析，同时比较了频域的Nyquist曲线特性，验证了其建立的复合驾驶员模型的有效性。然而，文献[9]-[11]的闭环建模中并未考虑直升机实际的飞控系统。Hess基于内外环结构驾驶员模型，针对不同飞行任务，如着舰、悬停、加速/减速等，分析了不同的人机耦合振荡案例[12-15]，其主要采用了时域仿真，对于人机耦合振荡的内在机理缺乏足够的讨论。文献[16]构建了直升机不同飞行任务的驾驶员工程模型，并提出了与McRuer穿越频率模型等效的换算方法。文献[17]分析了静不稳定电传飞机作动器速率限制引起的驾驶员诱发振荡问题，建模中的驾驶员模型处理为简单的增益环节，讨论了驾驶员操纵增益和作动器速率限制值对闭环稳定性的影响。

以上文献针对直升机人机耦合问题的研究主要是结合不同的驾驶员模型和直升机动力学模型构建人机耦合闭环开展的分析。然而，文献中的闭环模型很少包含有飞控系统，McRuer认为“产生人机耦合的主要原因是飞控设计失败”[1]，因此，抛开飞控系统单独讨论由驾驶员操纵诱发振荡的观点存在一定的片面性。尽管Hess在建模中包含了飞控系统，但其仅采用时域分析法，很难直观揭示人机耦合问题的本质。同时，文献中很少采用频域法、根轨迹法等多种分析方法从不同角度开展直升机人机耦合的稳定性和鲁棒性分析。因此，本文结合直升机驾驶员和飞控系统两个主要人机耦合诱发因素，采用时域分析法、频域分析法、模态根轨迹分析法等经典控制理论中的常用分析方法，对人机耦合振荡的原因及人机耦合闭环的稳定性开展研究，并在此基础上，结合实际情况提出解决人机耦合诱发振荡的可行性措施。

1 直升机人机耦合模型

为便于分析问题的本质，本文对直升机人机耦合模型做如下简化：

1) 采用直升机单通道模型，不考虑通道间的耦合，为尽可能保证仿真的真实度，采用某型直升机纵向辨识模型作为研究对象；

2) 设驾驶员的飞行任务为前飞纵向姿态保持，不考虑其它通道的操纵及影响；

3) 设前飞时操纵采用增稳模式，纵向通道的控制响应类型为RCAH(Rate Command Attitude Hold)模式。

直升机人机耦合闭环结构框图如图1所示。图中，飞控系统模型为C，该控制器为P控制器并以俯仰角θ为反馈信号；直升机机体模型为G；r为驾驶员根据姿态保持任务调整操纵策略以及驾驶员模型输出的叠加信号；直升机的控制输入u是驾驶员操纵指令和负反馈输入之和的增稳运算输出。同时，闭环系统内部响应造成的载荷干扰为d1，外界对直升机的扰动(如阵风等)为d2。

闭环系统的建模主要包括直升机建模、驾驶员建模以及飞控系统的建模，以下对各环节的具体建模过程进行分析。

1.1直升机模型

由文献[18]，某型直升机纵向辨识模型传递函数为：

该辨识模型不仅能准确反映机体俯仰角θ与驾驶杆纵向操纵量(百分比)的直接对应关系，而且能反映出直升机的具体模态特性。传递函数中存在与摆振响应-控制输入对相关联的复数极点很接近的复数零点，反映了耦合的挥舞-摆振-机身系统动态的关键特征。等效时间延迟表示已知的控制系统液压和传动滞后。

1.2驾驶员模型

由于McRuer驾驶员模型简洁成熟，且物理含义明确，所以采用该模型作为人机耦合驾驶员模型，其传递函数如下[5]：

式中，s为Laplace算子；tpl为与神经传导和刺激相关的传递时间延迟，通常取值范围为0.13～0.30；1/(TNs+1)为手臂的神经肌肉延迟等效，表示驾驶员操纵速率不高于该极点，通常取值为0.10；kpl为驾驶员操纵增益，是实现最优操纵所要调整的参数，通常取值范围为1～100；TL为驾驶员对操纵过程预测需要的超前补偿时间常数(TL≠TN)，反映了驾驶员精神负荷的大小，通常取值范围为0～2.5；Tl为中枢信息的传递和加工过程时滞，反映了驾驶员体力负荷的大小，通常取值范围为0～20；kplg(TLs+1)/(Tls+1)是模型的可调参部分，驾驶员根据飞行状态实时调节，相当于一个超前-滞后环节。驾驶员在回路的闭环带宽通常低于4rad/s，如果存在不稳定模态频率高于闭环带宽4rad/s，驾驶员将很难采取校正动作。

1.3飞控系统模型

为构建完整的闭环系统且保证控制器设计的合理性，本文设计了飞控增稳系统，其控制结构为：

式中，控制器的标称参数为kp=-0.27838。

内环增稳回路Gin对直升机机体的控制响应如图2所示。从系统的阶跃响应结果可以分析得出，此时系统超调量为191%，稳态误差为0.5323，表明系统产生的超调量和静差较大，且系统初始状况下还会出现较为剧烈的振荡；然而从系统根轨迹和频域响应的MATLAB分析结果可以发现虽然该系统最后趋于稳定，但很明显的是，无论从稳态响应还是动态响应方面，系统都还有待改进。这表明采取P型的飞控系统并不能很理想化地使系统保持很好的稳定性。因此，为保证直升机系统稳态特性与动态特性都得到较好的兼顾，飞控系统仍有待改进，以解决系统稳定性与稳态误差的矛盾，使系统的整体性能更为优化。

2 人机耦合诱发振荡原因分析

2.1时域分析法

加入驾驶员模型后对含有增稳系统的直升机机体系统的响应如图3所示。下面根据仿真结果以及经典控制理论中的三种分析方法，即时域分析法，根轨迹分析法，频域分析法，并结合实际背景分析产生人机耦合诱发振荡的原因。

根据经典控制理论中的时域分析方法，对一个给定系统的分析主要分为稳态响应分析和动态响应分析，稳态过程表征的是系统的输出量复现输入量的程度，提供有关稳态误差的信息，通常用稳态误差来描述。而动态特性在此基础上还反映了系统的阻尼情况和响应速度等信息，重点强调的是系统在调节过程中的状态参量指标。一般而言，要求自动控制系统具有“稳、准、快”三大特性，通常用上升时间tr、调节时间ts、超调量σ、峰值时间tp以及稳态误差Δ来衡量系统的稳态与动态特性。

通常情况下，采取阶跃响应信号作为控制系统的典型输入信号对各种控制系统的特性进行比较和研究。观察图3中的阶跃响应曲线，很明显在接入驾驶员模型的含有P控制器的机体中，系统在初始阶段便存在发散状态，即通常所说的不稳定状态，且最大振幅竟为最终稳定状态的近乎2倍，超调量达到61.5%。这样的不稳定状态就是人机耦合诱发振荡在时域中的表现，也即为产生振荡的原因。由图像可以看出，系统的上升时间为0.552s，调节时间为293s，由于驾驶员延迟环节模型的引入，系统在初始阶段便开始产生振荡，振荡的剧烈程度随时间逐渐减小，直至大约293s后才逐渐进入平稳状态。那么这样的振荡必然会对系统性能产生不良影响，尤其是在直升机系统刚开始投入工作时产生的剧烈振荡甚至可能会威胁驾驶员的生命安全,且调节时间过长，很容易引发危险事故。由文献[1]，结合实际背景，驾驶员的动态特性通常可以认为是一种纯增益，在这种情况下对于整个直升机系统而言，系统的响应速度增大，上升时间、调节时间减少，动态特性较为理想，例如在图3中的阶跃响应所示的结果，但不可避免地导致超调量和稳态误差的增大，最终引发不稳定状态，也即通常所说的人机耦合诱发振荡趋势。此外，我们可由阶跃响应看出，此时系统的终值为0.841，这说明系统依然存在静差，也就说明系统无法最终达到非常精确的稳定状态。

2.2根轨迹分析法

由文献[2]，对于系统增益的稳定性分析而言，直升机的运动模态可以被认为是各种模态综合作用的表现，每一种模态都含有其特性，例如模态频率、阻尼、对响应的抗干扰能力等等，那么直升机的实际运动状态也将由这些模态的特性所决定。通过观察模态根轨迹就可以根据已知的开环零极点分布确定当系统参数变化时，闭环极点随参数变化的轨迹，进而可以研究闭环系统极点分布变化的规律。而且用根轨迹法只要进行简单计算就可得知系统参数变化对闭环极点的影响趋势。这种定性分析尤其在研究系统性能和提出改善系统性能的合理途径方面特别有意义。

观察图4中所展示的接入驾驶员时系统的模态根轨迹图可以发现，系统此时的根轨迹有处于复平面右半平面的部分，且存在闭环极点，分别位于虚轴和右半平面，由根轨迹法和劳斯判据及其与时域的联系可知系统此时有振荡响应，处于不稳定状态。由文献[2]，对照此时系统模态可知，此时系统具有长周期模态和俯仰振荡模态， 由长周期模态特性可知此时系统阻尼降低，容易引发不稳定状态，且伴随着机体处于以上两种模态时，会出现机体重心发生改变，对应的力矩改变也会使直升机状态发生变化，产生与短周期模态相反的现象。因此从根轨迹的复平面上看，人机诱发振荡的原因也非常显而易见，即由于机体模态对应发生了改变导致直升机的整体状况发生了变化，也容易诱发人机振荡。

2.3频域分析法

那么由频域稳定性判据，该人机系统为非最小相位系统，由文献[22]结合图5、图6中系统的伯德图及奈奎斯特曲线得知，此时系统的相角裕度为-19.3deg，幅值裕度为-25.8dB，均为负值，且由奈奎斯特稳定性判据得R=P-Z也不等于零，因此从频域稳定性的角度来看，此时系统也出现了不稳定状态，即出现了人机诱发振荡。

根据文献[1]，通常在实际飞行过程中，在驾驶员试图调整系统增益值时以及在为克服系统频域内的额外延时所造成的相角减少而增加低频段的超前补偿校正时以及由于驾驶员自身的生物力学对驾驶杆的作用试图增加人机系统稳定性时所导致的低频段内的振荡现象，都是引发人机耦合诱发振荡的常见原因。

以上分别从经典控制理论中的时域分析法、根轨迹模态分析法和频域分析法，结合实际背景，从不同角度对人机耦合诱发振荡的原因进行了分析。那么针对产生的人机诱发振荡，如何采取合理可行的方式加以消除或缓解，就成了亟待解决的重要问题。

3 解决人机耦合诱发振荡的措施

4 结 论

基于以上仿真设计与分析过程，可得到以下结论：

1)在实际飞行过程中，由于驾驶员操纵原因和机体本身状态的改变等原因，容易引发人机耦合诱发振荡，在控制系统原理中的时域、频域、模态根轨迹中都有其具体表现，通过结合应用经典控制理论中的分析方法，可以定性定量地对人机耦合诱发振荡问题进行原因分析。

2)在采取多角度的经典控制理论分析方法的基础上，结合实际背景，可以对人机耦合诱发振荡问题进行较为详细、充分的研究与解释，从而比较深刻地揭示出这一问题的本质原因。

3)仿真设计结果表明，通过完善飞控系统并断开人工操作环节，可以有效地缓解人机耦合诱发振荡问题，使直升机人机系统保持较为稳定的状态，取得较为良好的效果。

4)选取比较具有代表性的机型和飞控系统以及相应的驾驶员模型，对于精确的分析过程和最终结论的得出具有十分重要的参考意义。

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TheAnalysisoftheHelicopterPIOandtheResearchoftheSolutions

XU Penghui , JU Yanqiu , QI chi

(Department of Helicopter Avionics and Weapon Engineering, Army Aviation Institute, Beijing 101123, China)

Closed-loop analysis method was proposed for pilot induced coupling with helicopter flight control system in closed loop. Combining with the longitudinal identification model of a certain helicopter, McRuer pilot model, and the designed stability augmentation system, frequency domain model was established for pilot induced coupling analysis. By combining the basic analytical methods of the classical automatic control theory and the real backgrounds, the properties of the root locus and the characteristics of the time domain as well as the frequency domain were studied and the properties as well as the reasons of the PIO were also analyzed in comparison. Meanwhile, feasible measures to solve the PIO were discussed considering the controller design and pilot's manipulation. Results showed that the analysis method proposed could not only reveal the physical nature of PIO qualitatively, but also quantitatively, which have theoretical reference significance in both flight control system design and pilot's manipulation applications.

pilot induced coupling; flight control system; stability analysis.

2017-03-02

徐鹏辉(1994-)，男，山东省龙口市人，在读本科生，主要研究方向：飞行器动力学与设计。

1673-1220(2017)04-006-07

V249.122

A