數值動態模式模擬載台

tail plane) 及垂直安定翼(vertical fin)。

一般在探討系統的穩定性及設計控制律時，皆是針對某飛行狀態的線性模 式來作分析的工作。整個線性化的過程必需針對配平點展問，否則會有殘餘的 力和力矩存在，得到的線性模式也就不能反映出非線性模式的特性。因此線性 模式的求得必須先指定某一配平狀況(trim condition)，這也稱作飛行狀況。求得 此飛行狀況的配平點，再針對此配平點，將非線性模式利用泰勒級數展開，最 後得到直昇機在此飛行狀況下的線性模式。首先說明如何指定一般的飛行狀 況。如[2-12] 中，對直升機的簡介所談到的，對於飛行品質及飛行動力學的認 知，有下列四個參考因素；任務及操作模式，操作環境，直昇機的結構、動力 學及飛行動做範圍，以及飛行員及飛行操空介面。在一次的飛行中，可以有幾 種 不 同 的 任 務 所 組 成 。 而 每 一 任 務 實 際 也 是 分 解 為 不 同 的 任 務 單 元 (mission-task-element－MTE)。一個 MTE 是由幾個操控動作所結合而成，其必 需也要滿足一些事先定義的性能要求。而操控動作即是一簡單的飛行動作，一 般是指某一軸的改變。而一般而言，客觀的飛行品質是定義於操控動作上，而 主觀的飛行評價則是以 MTE 來定義的。然而，在現行美國陸軍操作品質需求 ADS-33C[2-13]，則是直接定義於 MTE 上。這是 ADS-33C 和其前身 Mil Spec 8501A[11]極大的不同的地方。 Mil Spec 8501A 在定義參數時，飛機的重量及大 小是一非常重要的因素。而以 MTE 為基礎的 ADS-33C 也和固定翼飛行需求 MIL-F-8785C[2-14]也不太一樣。後者是以飛行狀態為任務單元。因此，在非終 端飛行狀態的 A 類(以快速運動及精確追隨為主要特質)，則包含了空中交戰、

空中加油、及地表低飛。在漸進運動狀態，包含了爬升、空中加油(加油機)及緊 急減速。而終端飛行狀態 (以精確飛行路徑控制及漸進運動為主要特質)，則包 含了起飛及降落。一般而言，一個MTE 是無法再分割的行為。而此一行為一般 是需要多軸的運動 方能執行的，如降落、側飛(side step)等。而針對 MTE 內容 的定義，則是一些限制及性能的要求。如圖2-1-24 及圖 2-1-25，即分別表示階 層式解析民用及軍用任務中的某一 MTE。而這些 MTE 的行為則決定了直昇機 飛行行為，也決定了直昇機控制設計的要求，而詳細的定義討論可見[2-12]中的 第七章。

在操作環境因素中，主要考慮環境的條件，如溫度，密度標高，風強度及 可見度。一般是說明直昇機的可操作環境。而一重要的因素則是外視(outside visual cues, OVC)的品質，也就是偵測直昇機的姿態和環境關係的能力。而此一 能力，在直昇機執行貼地飛行(nap of the-earth, NOE)時尤其重要。一般的對偵測 直昇機的姿態和環境關係的能力，是以外視條件來定義。而在 ADS-33 則是以 可用條件環境(usable cue environment, UCE)來定義。此一描述除了包含 OVC 之 外，也包括了其他可用之訊息來源，如影像、儀測等。實際上MTE 及 UCE 提 供了對飛行品質描述的二個重要參考座標。

第三個因素則是直昇機的結構、動力學及飛行動作範圍，也就是在飛行動 作範圍內的行為探討，如姿態、穩定度、及控制反應，也是一般控制所探討的 範圍。而在控制行為上有四個控制點，三個在主旋轉翼（如圖2-1-26），一個在

尾旋轉翼。而控制反應上也都有cross-coupling 的現象，因此在行為控制探討上 都必須加以處理，一般都以on-axis 及 off-axis 來分析，對於這些課題也將是本 計畫探討的重點。而最後一個因素則是飛行員及飛行操控界面，這部分則是模 擬系統的人機介面所需要處理的，我們也將就可能的範圍內收集必要之資料。

圖2-1-24 Elements of civil mission – offshore supply

圖2-1-25 Elements of a military mission – armed reconnaissance

圖2-1-26.1 直昇機控制

圖2-1-26.2 直昇機控制

而在我們的研究中，由於在動力系統之分析及係數取得有限的情形下，將 以 Level 1 來探討，同時如果能夠取得飛行的遙測資料（也就是每一 Sampling time 時的控制命令、姿態角及其他相關參數），我們也將利用我們已建立之混合 式模式建立（Hybrid Modeling）[2-15]來達到更精準的模式建立。所謂混合式模 式建立即是利用已知的動態方程式當知識，而加於TSK 模糊法則[2-17、18]中，

再利用遙測資料對模糊法則進行參數調適，以使系統能更精準的表現系統的反 應。而針對Level 1 的模式建立，在[2-12]中有詳細的介紹，我們將這些理論加 以實現在我們的程式中，若中科院有真正的規格時，我們可加以模擬之。

而在文獻中[2-16]也利用類神經網路的學習來達到對直昇機系統的線性 化，而我們也將引入如是的設計在階層式控制器中，但會用類神經模糊系統來 處理。這是因為在類神經網路的系統中，其外插行為是非常難控制的，也就是

當輸入點並非在訓練資料所涵蓋的範圍時，其網路所產生的輸出常常都不是我 們想要的，因此當訓練資料之取得不夠完整時，其所學到之系統在面對不尋常 之輸入點時，將會有外插現象而造成不可預測之後果。這也是類神經網路在實 際運用中常被詬病的問題。而由於直昇機是一動態系統，因此當有一不恰當控 制輸入時，其後續之行為皆受影響，而常造成不可收拾之後果。而當利用類神 經模糊系統時由於有法則庫的外在形態，因此系統不會有外插現象而達到可預 測之效果。同時，當利用法則庫形態時，也可以加入邊界設定規則來解決不可 知的輸入點問題。最後在直昇機遙控方面，由於是遙控，所以訊號可能會不持 續，所以利用階層式智慧控制之概念，也就是在控制輸入部分可以建立安全外 插的效能，應可解決此一問題。

在低階控制為利用導航信息來維持機身在位置，方向及速度上的要求，控 制系統包含四個控制環路，roll，pride，yaw，及 collector/throttle 每一環路是 以 PID 來控制，並且有調 trim 的功能。而在外環路方面則是去產生位置方向 及速度命令給內環路，而其產生的方式主要是依據不同導航模式來產生的。在 該系統中，其導航模式有Ground mode, Runup mode, takeoff mode, waypoint hover mode, waypoint through mode, track hover made, track through mode, waypoint land mode, 及 Pilot assist mode。

Ground mode: 指的是當直昇機是再地面不動時,因此在此模式下，其命令 為一非常低速(或稱惰速)的 throttle 命令。

Runup mode: 指的事引擎逐漸上升到足以起飛的狀態，此時之翼葉片的 Pitch 角度仍維持 0。

Takeoff mode: Throttle 設定值仍維持 Runup mode 下的值，而主翼 Pitch 則 事逐漸增加，以產生足夠的升力已達到起飛的高度。而任何導航模 式中當直昇機接近地面時，嘗試去修正水平位置誤差,將造成直昇機 的翻滾。

Waypoint hover mode: 此模式將直昇機帶到一指定的位置及指定的高度，

並盤旋指定的時間，其導航的時間是直接產生一路徑從現在位置到 指定位置。

Waypoint through mode: 指的是其到達指定位置及高度後，並不停留盤旋 而是直接去利用下一定位點來產生下一路徑。

Waypoint land mode: 此一模式分為幾個子模式；首先，系統會要求直昇機 到降落地點上空盤旋，而後下降到著地高度(3 feet)，並盤旋至垂直 及水平速度夠小(~5 feet/sec)，而後以每秒 0.5feet 的下降速度著陸，

而當在1.5feet 高時，高速度逐漸調降從 hover mode 降到 ground mode 的速度。

Track hover(through) mode : 則和 Waypoint hover(through) mode 類似。現在 是要求到兩Waypoint 間的直線，也就是在前往 Waypoint 的過程中，

若追隨漂離設定直線，則會要求修正此一誤差。

Pilot assist mode: 則是由此地面控制站直接下達位置/高度/方向的命令。

配平的意義在數學上即是求得直昇機動態方程式的平衡點，使得在機體座 標系統下，物理量的微分為零。要注意的是機體座標系統下，物理量的微分為 零，並不代表在慣性座標系統下，物理量的微分為零。因此在配平點上直昇機 的狀態微分如加速度、角加速度雖然為零，事實上若以慣性座標軸來觀察，直 昇機是可以有加速度存在的，也就是直昇機仍然可以做轉彎的動作。旋轉模 式 ，要指定某一配平狀況，只要設定 4 個配平參數：飛行速度 Vfe、飛行路徑 角Υfe、轉彎率Ωac =Ψ、側滑角βe。藉由這些參數的指定，可以描述直昇機不 同的飛行狀況，如水平直飛，可以指定不同的飛行速度，其它參數則設為零。

既然要使得非線性模式中的狀態微分為零，配平演算法的推導必須和非線性模 式中所使用的公式相同。配平的流程可分為縱向配平、橫向/偏航配平及主旋翼 轉速配平。配平前除了指定4 個配平變數，設定某一配平狀況之外，對於在求 解的過程中，數值未定卻先用到的變數，必須先給定初始猜測值，這些猜測值 在配平的過程中將不斷疊代，並與原先的初始猜測值比較，使其誤差在容許範 圍內。這些初始猜測值包括：主旋翼整體擺動角度β0、縱向擺動角度β1C，橫 向擺動角度β1S，尤拉俯仰角θ、滾轉角Φ，尾旋翼整體控制角度θ0T，主旋翼 轉速Ω。整個疊代的過程在[2-12]有流程圖表示。線性化的方法是利用微擾理 論，將非線性模式，針對配平點做泰勒展開，並保留至前面線性項，整理求得 直昇機的線性模式。一個基本的假設是氣動力和氣動力矩是狀態、狀態微分及 控制角度的解析函數。

目前中科院有成大航太系已執行直昇機動態模型建立研究，本研究團隊與 蘇順豐老師的合作下將利用其程式建立一直昇機動態模擬之程式。我們參考一 架現有成大航太系的直昇機動態模型的氣動力資料，以數值模擬的方式，利用 前述方法建立其數學模式，隨後以水平直飛為例，改變速度將其劃分為不同的 飛行狀況，求得各飛行狀況的配平點。並在各個配平點上求直升機的氣動力偏

目前中科院有成大航太系已執行直昇機動態模型建立研究，本研究團隊與 蘇順豐老師的合作下將利用其程式建立一直昇機動態模擬之程式。我們參考一 架現有成大航太系的直昇機動態模型的氣動力資料，以數值模擬的方式，利用 前述方法建立其數學模式，隨後以水平直飛為例，改變速度將其劃分為不同的 飛行狀況，求得各飛行狀況的配平點。並在各個配平點上求直升機的氣動力偏