翟任慶 王東輝 王琳 張松 高莘青

引用格式：翟任慶，王東輝，王琳，等.面向ADS-33F品質(zhì)規(guī)范設(shè)計的多響應(yīng)類型切換控制研究［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：傳統(tǒng)直升機多采用單一的響應(yīng)類型，難以滿足駕駛員操縱需求。試飛經(jīng)驗表明，多響應(yīng)類型切換控制可以顯著提升飛行性能并減緩駕駛員操縱負荷。本文針對某型有人直升機，結(jié)合最新版本的美軍直升機飛行品質(zhì)規(guī)范（AeronauticalDesignStandard-33F，ADS-33F），研究基于六種響應(yīng)類型的切換控制策略。各種控制策略的仿真結(jié)果表明，相應(yīng)被控狀態(tài)量可以按規(guī)范要求跟隨指令信號，控制策略結(jié)合應(yīng)用場景的仿真結(jié)果表明，所設(shè)計的控制系統(tǒng)可以顯著減少操縱量，從而驗證結(jié)論：設(shè)計的直升機多響應(yīng)類型切換控制滿足ADS-33F規(guī)定的響應(yīng)要求，能顯著提升飛行性能及駕駛員感受；響應(yīng)收斂迅速，且能保證飛行安全和控制精度。

關(guān)鍵詞：響應(yīng)類型；ADS-33F；切換控制；操縱品質(zhì)；飛行性能；仿真驗證

中圖分類號：TJ760；V249.122

文獻標識碼：A

文章編號：1673-5048（2023）01-0074-06

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0129

0引言

有人直升機的控制律設(shè)計過程中必須著重考慮直升機的飛行品質(zhì)，降低飛行員的操縱負荷，使得飛行員有足夠的精力去執(zhí)行其他任務(wù)。指導(dǎo)此方面設(shè)計的最新參考范本是美軍的ADS-33F標準，如今已廣泛應(yīng)用于直升機控制算法的開發(fā)和各國直升機飛行品質(zhì)規(guī)范的制定。與其他飛行品質(zhì)規(guī)范相比，ADS-33F創(chuàng)新性提出響應(yīng)類型的概念，其是伴隨性能提升需求，結(jié)合國外試飛經(jīng)驗逐漸摸索出來的概念，用于表征飛行員操縱輸入與飛行狀態(tài)變化的對應(yīng)關(guān)系。

傳統(tǒng)直升機采用機械飛行控制系統(tǒng)，無法實現(xiàn)多響應(yīng)類型功能。伴隨電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展，直升機對穩(wěn)定性和可控性的性能需求越來越多，多響應(yīng)類型切換控制應(yīng)運而生。由于發(fā)展較晚，國內(nèi)外此方面研究剛剛起步。國外主要實現(xiàn)速度條件下的姿態(tài)響應(yīng)類型（AttitudeCommand，AC）和角速率響應(yīng)類型（RateCommand，RC）自動切換策略，少數(shù)機型實現(xiàn)了平移速度響應(yīng)類型（TranslationalRateCommand，TRC），需要在懸停狀態(tài)通過開關(guān)按鈕進行切換，增加了飛行員的操縱負擔。國內(nèi)電傳直升機采用開關(guān)按鈕切換AC和RC響應(yīng)類型，尚未實現(xiàn)TRC響應(yīng)類型應(yīng)用。以上應(yīng)用策略主要存在切換條件不便以及響應(yīng)類型較少、控制不精細等問題。有學者提出速度條件下的加速度指令/速度保持類型（AcceleratedCommand/VelocityHold，AAC/VH）與角速率響應(yīng)類型切換控制，飛行員操縱便捷度和精細度有所改良，但AAC/VH沒有專門的飛行品質(zhì)規(guī)范作為性能評定依據(jù)。新版規(guī)范的制定中專門考量響應(yīng)類型與目視環(huán)境的適配性，為多響應(yīng)類型切換控制研究提供參考依據(jù)。

本文針對某直升機的飛行動力學數(shù)學模型進行本體分析，設(shè)計了增穩(wěn)及解耦系統(tǒng)。隨后根據(jù)ADS-33F飛行品質(zhì)規(guī)范，設(shè)計具有更完備響應(yīng)類型切換控制功能的人工駕駛系統(tǒng)，在有評價指標參考下提升響應(yīng)類型切換控制的精細度，優(yōu)化切換過程的復(fù)雜度。

1基于直升機本體特性的控制律設(shè)計

穩(wěn)定性和操縱性是直升機飛行品質(zhì)考核的關(guān)鍵指標，一般可以從氣動外形和控制算法兩方面進行提升。氣動外形方面可以通過加大平尾面積等方式提升靜穩(wěn)定

系數(shù)來優(yōu)化；算法部分首先需要消除被控對象本身存在的發(fā)散和耦合問題，才能在此基礎(chǔ)進行復(fù)雜算法的設(shè)計。

1.1直升機本體特性

直升機本體特性，包含自然特性和耦合特性兩部分，用于反映操縱響應(yīng)對飛行品質(zhì)的影響，是直升機本身固有特性的表達。自然特性即直升機操縱響應(yīng)的模態(tài)構(gòu)成，其可以通過數(shù)學推導(dǎo)結(jié)果準確反映。基于常規(guī)假設(shè)，根據(jù)某直升機的固有參數(shù)，考慮機體、尾翼、主旋翼和尾槳模型，建模得到直升機的非線性動力學方程。選取狀態(tài)點進行動力學方程配平及線性化，不同狀態(tài)點進行插值擬合，得到直升機的9個特征根，分別對應(yīng)直升機6種模態(tài)。判斷直升機特征根分布與模態(tài)對應(yīng)關(guān)系，對于系統(tǒng)存在的正實部特征根，即對應(yīng)發(fā)散的模態(tài)，通過極點配置設(shè)計增穩(wěn)系統(tǒng)使模態(tài)收斂。對于負實部特征根，即對應(yīng)穩(wěn)定收斂模態(tài)，也可以設(shè)計增穩(wěn)系統(tǒng)改善穩(wěn)定性。模型仿真可以直觀反映直升機耦合特性，考察模型的零輸入及零狀態(tài)響應(yīng)，某一軸上的輸入若能引起其他軸的明顯輸出，稱為耦合。根據(jù)輸出信號可知直升機耦合特性顯著，包括狀態(tài)耦合與操縱耦合［1］。

1.2增穩(wěn)及解耦控制律設(shè)計

直升機飛行控制系統(tǒng)需要在全面且正確了解對象特性的基礎(chǔ)上設(shè)計控制算法。對直升機自然特性及直升機耦合特性分別進行增穩(wěn)和解耦系統(tǒng)設(shè)計。

1.2.1直升機增穩(wěn)系統(tǒng)

早期直升機多采用機械穩(wěn)定裝置改善直升機操穩(wěn)特性，其存在的增加旋翼阻力和限制增穩(wěn)裕度等問題通過采用電子反饋的增穩(wěn)系統(tǒng)得以解決，直升機穩(wěn)定性能得到大幅改善。直升機的俯仰、航向、橫滾增穩(wěn)系統(tǒng)由對應(yīng)軸的角速度和角位移反饋，使增穩(wěn)后的等效模型特征根分布得到改善。懸停/低速段的速度受風的影響較大，而速度模態(tài)是長周期模態(tài)，長時間的誤差積累影響很大，因此引入速度反饋回路以增強抗風干擾能力，控制律的結(jié)構(gòu)形式為［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直升機解耦系統(tǒng)

直升機與固定翼飛機相比較，氣動特性更復(fù)雜，表現(xiàn)為四個通道（橫滾、俯仰、航向、總距）之間的強耦合?；谀婺Ｐ颓梆伒娘@模型跟蹤解耦控制是針對直升機耦合特性開發(fā)的有效控制手段。工程經(jīng)驗表明，其在控制思路、工程維護、動穩(wěn)特性及解耦性能方面均展現(xiàn)出顯著優(yōu)勢［3］。其中顯模型是算法中人為設(shè)定的理想模型，即指令模塊，是顯模型跟蹤目標及控制核心。理想模型用于表征四軸操縱與被控狀態(tài)量傳遞關(guān)系，根據(jù)飛機期望響應(yīng)特性選取，通常抽象為低階系統(tǒng)［4］。

顯模型可以根據(jù)ADS-33F飛行品質(zhì)規(guī)范相關(guān)內(nèi)容確定，由物理含義可知其為要求的響應(yīng)類型［5］。以某直升機懸停狀態(tài)為例，顯模型取縱橫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）。參數(shù)取值參照ADS-33F規(guī)定的響應(yīng)要求。顯模型傳遞函數(shù)結(jié)構(gòu)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）公式依次為縱向、橫向、航向以及垂向通道傳遞函數(shù)結(jié)構(gòu)。

鑒于控制邏輯切換的復(fù)雜性，橫縱通道不以顯模型形式進行設(shè)計，而以傳統(tǒng)的三回路形式進行搭建，通過時域響應(yīng)判斷是否符合相關(guān)要求，并反饋可用的狀態(tài)量進行輔助修正。

ADS-33F規(guī)定，在耦合方面其響應(yīng)鎮(zhèn)定通道對應(yīng)曲線須在4s后收斂至非鎮(zhèn)定通道對應(yīng)曲線峰值的1/4之內(nèi)，并詳細說明了直升機特定飛行環(huán)境下響應(yīng)類型的選?。?］。面向ADS-33F飛行品質(zhì)規(guī)范的顯模型跟蹤解耦，系統(tǒng)在明確了多響應(yīng)類型切換控制性能評定依據(jù)的同時，將國外試飛經(jīng)驗與工程研究相結(jié)合，避免了直升機本體特性帶來的諸多問題。

2響應(yīng)類型的選取與實現(xiàn)

2.1響應(yīng)類型選取思路

多響應(yīng)類型切換控制，顧名思義，是與響應(yīng)類型相關(guān)的控制算法。ADS-33提出響應(yīng)類型的概念，其選取取決于可用感示環(huán)境（UsableCueEnvironment，UCE）的參數(shù)概念，這個參數(shù)由飛行員依據(jù)專業(yè)尺度確定，可以取值為1，2或3。

除響應(yīng)類型以外，直升機穩(wěn)定性和操縱性水平的需求也與可用感示環(huán)境息息相關(guān)。直升機空中飛行過程可以歸納為特定機動飛行任務(wù)的組合，對于每種機動，設(shè)定專門指標反映穩(wěn)定性和操縱性特征，包括有限敏捷（L）、一般敏捷（M）、高度敏捷（A）及目標捕獲和跟蹤（T）［7］。

ADS-33對不同感示環(huán)境下的直升機規(guī)定了相應(yīng)的響應(yīng)類型。根據(jù)某直升機預(yù)期要求的機動特性指標、可用感示環(huán)境和飛行品質(zhì)等級，確定控制系統(tǒng)應(yīng)提供的響應(yīng)類型及結(jié)構(gòu)參數(shù)［8］。在控制系統(tǒng)設(shè)計中，對直升機飛行品質(zhì)影響較大的四項指標分別是：控制和擾動作用下的振蕩衰減時間、等效時延和帶寬、直升機姿態(tài)角變化率以及飛行員可控的最大三軸姿態(tài)角和角速率。

ADS-33F飛行品質(zhì)規(guī)范提到，角速率響應(yīng)（RC）類型是最基本的響應(yīng)類型，控制結(jié)構(gòu)最簡單。其常用于機動性要求較高的飛行任務(wù)，具有操縱性良好的特點，卻也存在穩(wěn)定性不足的隱患［9］。飛行員可通過選擇良好的目視環(huán)境或穩(wěn)定性較好的高速飛行條件，規(guī)避RC響應(yīng)類型的風險。

姿態(tài)指令姿態(tài)保持（ACAH）響應(yīng)類型是比角速率響應(yīng)RC更高級的響應(yīng)類型。和RC響應(yīng)類型相比，ACAH響應(yīng)類型犧牲部分機動性的同時，顯著提高可用感示環(huán)境等級，減輕飛行員工作負荷。當駕駛員選擇ACAH響應(yīng)類型時，操縱輸入與直升機姿態(tài)角成比例，即駕駛桿位置與直升機姿態(tài)角存在對應(yīng)關(guān)系。飛行員僅需簡單操縱駕駛桿的位置，就能控制直升機穩(wěn)定在給定的姿態(tài)角，而且通過姿態(tài)微調(diào)按鈕能夠精確控制直升機的姿態(tài)［10］。

平移速率響應(yīng)類型（TRC）能夠明顯改善直升機懸停/低速飛行狀態(tài)的操縱品質(zhì)及機動能力，減輕駕駛員操縱負荷，提升直升機任務(wù)執(zhí)行能力，滿足了直升機重載吊掛任務(wù)對近地低速飛行穩(wěn)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響應(yīng)類型（TRCHH）適用于大多數(shù)場景［11］。需要指出的是，TRCHH響應(yīng)類型可以很好地與小位移側(cè)桿和全權(quán)限電傳飛行控制系統(tǒng)整合，提高直升機閉環(huán)系統(tǒng)在高度通道的操縱品質(zhì)。

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎響應(yīng)類型（TC）用于消除大速度大偏航飛行產(chǎn)生的側(cè)滑角，空速低于29km/h時，禁止使用TC。

響應(yīng)類型選取思路有兩個前提：各通道應(yīng)針對不同空速和可視環(huán)境提供一級飛行品質(zhì)；為便于駕駛員操縱，響應(yīng)類型間盡量實現(xiàn)自動切換。需要注意的是，根據(jù)ADS-33F的推薦，良好目視環(huán)境下低速飛行的縱橫向通道響應(yīng)類型應(yīng)為RC，出于滿足一級飛行品質(zhì)和減少駕駛員切換負擔的折衷考慮，仍采用ACAH。

2.2響應(yīng)類型的實現(xiàn)

以縱向通道為例，從內(nèi)環(huán)到外環(huán)按選取思路依次設(shè)計RC，ACAH，TRC響應(yīng)類型，如圖1所示。具體響應(yīng)類型的實現(xiàn)結(jié)構(gòu)，主要從三方面綜合考慮選定：物理結(jié)構(gòu)實現(xiàn)簡單、滿足一級品質(zhì)要求、內(nèi)外環(huán)切換實現(xiàn)簡單。結(jié)合根軌跡法，對照規(guī)范中帶寬和阻尼比等相關(guān)要求，得到最終的控制律架構(gòu)和參數(shù)。

內(nèi)環(huán)RC表達式為

qc=kb·Xb

ub=kq·（qc－q）+kqint.∫（qc－q）dtσb=ub（3）

式中：qc為俯仰角速率指令；Xb為縱向變距桿偏移量；ub為縱向通道電傳控制信號；σb為縱向變距指令信號。

次環(huán)ACAH表達式為

θc=kb2·Xbqc=kθ·（θc－k2·θ）（4）

式中：θc為俯仰角指令。

外環(huán)TRC表達式為

Vxc=kb3·Xbθc=kVx·（Vxc－k3·Vx）（5）

式中：Vxc為Xb軸速度分量指令。

3多響應(yīng)類型切換控制算法設(shè)計

為了提高直升機操縱品質(zhì)，直升機各飛行狀態(tài)下應(yīng)采用特定的響應(yīng)類型，參考目前先進直升機已投入使用的響應(yīng)類型，結(jié)合直升機飛行品質(zhì)規(guī)范，設(shè)計直升機多響應(yīng)類型自主切換控制功能。

3.1切換控制總體架構(gòu)

基于前述響應(yīng)類型特點的考慮，算法所用響應(yīng)類型分配如圖2所示。

3.2響應(yīng)類型切換過程的實現(xiàn)

3.2.1切換條件的選取

響應(yīng)類型通過調(diào)和速度數(shù)值的判斷進行切換。調(diào)和速度是與直升機空速相關(guān)的自定義參數(shù)。該值等于直升機懸停和近地低速飛行時的地速，等于大速度前飛時的空速。這樣設(shè)定與直升機不同速度使用場景的需求密切相關(guān)：

V=Vg（1－a）+Va（1－a）

a=max［f1（Vg），f2（Va）］（6）

式中：Vg為地速；Va為空速；a為與地速和空速相關(guān)的調(diào)和系數(shù)，取值在0，1之間連續(xù)變化。調(diào)和系數(shù)可以使低速飛行時反饋地速，高速時反饋空速，具體函數(shù)關(guān)系可以根據(jù)需求調(diào)整。

通過控制律逐環(huán)設(shè)計過程中的仿真分析選取調(diào)和速度切換點?？刂坡蓛?nèi)環(huán)為RC響應(yīng)類型，其在不同速度基準上均呈現(xiàn)良好的響應(yīng)性能。在向外環(huán)設(shè)計的過程中，響應(yīng)性能隨速度基準變化顯著，因此需要設(shè)置控制切換點的速度，以使狀態(tài)響應(yīng)曲線滿足規(guī)定的要求，同時考慮變距桿力梯度限制

3.2.2切換過程的實現(xiàn)

RC和ACAH、RCDH和TC響應(yīng)類型切換的實現(xiàn)，是通過Hermite插值函數(shù)生成與速度變化相關(guān)的函數(shù)變量。此變量在控制架構(gòu)里表征為一個取值在0到1之間連續(xù)可導(dǎo)的反饋系數(shù)。Hermite插值函數(shù)是一類插值多項式，其要求節(jié)點函數(shù)值相等，且對應(yīng)的一階甚至高階導(dǎo)數(shù)也要求相等。在“已知數(shù)據(jù)”數(shù)量不足情況下，Hermite插值結(jié)合函數(shù)導(dǎo)數(shù)值提升擬合精度，體現(xiàn)出顯著優(yōu)勢。此處采用常規(guī)二重Hermite插值多項式［13］。定義插值函數(shù)H2N+1（xi）為最高次數(shù)不超過2N+1的函數(shù)多項式，插值函數(shù)和原函數(shù)f（xi）關(guān)系滿足：

H2N+1（xi）=f（xi）（7）

H′2N+1（xi）=f′（xi）（8）

式中：i=0，1，…，n。

ACAH和TRC響應(yīng)類型切換在上述方案下無法達到期望的響應(yīng)性能。這是因為從ACAH轉(zhuǎn)換為RC通過一個反饋環(huán)節(jié)的變化即可實現(xiàn)，而TRC轉(zhuǎn)換為ACAH時，結(jié)構(gòu)改變較多，僅通過單一參數(shù)取值的變化改變控制手段不現(xiàn)實?？紤]在特定速度狀態(tài)點實現(xiàn)瞬時切換，出于優(yōu)化過渡過程動態(tài)特性的目的，在切換時刻添加淡化器進行改良。

上述方案在Matlab中分別通過搭建LookupTable和Switch模塊模擬實現(xiàn)。

4試驗驗證

采用基于Matlab/Simulink搭建的某輕型單發(fā)單旋翼尾槳式有人直升機非線性模型，仿真驗證算法的有效性。分別考查縱橫向通道（TRC，ACAH和RC），航向通道（RCDH和TC）及垂向通道（TRCHH）響應(yīng)性能與ADS-33F相關(guān)指標契合度，結(jié)果表明響應(yīng)性能符合預(yù)期。以懸停狀態(tài)和50km/h低速飛行條件下的縱向通道為例說明，響應(yīng)類型切換過程的控制效果通過設(shè)定特定飛行任務(wù)，將操縱和響應(yīng)曲線結(jié)合工程經(jīng)驗及對比實驗進行評定。

4.1縱向通道響應(yīng)類型仿真驗證

ADS-33F標準中規(guī)定的縱向通道TRC響應(yīng)要求，縱向變距到平移速率的傳遞函數(shù)定性為一階慣性環(huán)節(jié)，一級飛行品質(zhì)規(guī)定等效時間常數(shù)在2.5～5s［14］。也就是說，在選定的響應(yīng)類型下，縱向通道施加階躍輸入后，從時域響應(yīng)來看，前向速度達到0.632倍的期望值時，響應(yīng)時間在2.5～5s。給定縱向變距桿（CLPSP）規(guī)定的指令輸入，直升機平行于地面方向的前向速度響應(yīng)曲線如圖3所示。

可以看出，TRC響應(yīng)類型函數(shù)關(guān)系定性為一階慣性環(huán)節(jié)，其時間常數(shù)在4.1～4.8s，符合規(guī)定的限制要求。

對于縱向通道ACAH響應(yīng)，ADS-33F要求姿態(tài)角在縱向變距桿階躍輸入6s后基本達到穩(wěn)態(tài)。這意味著，無論階躍輸入后是否有超調(diào)，6s之后達到期望的穩(wěn)態(tài)即可。給定縱向變距桿規(guī)定的指令輸入，直升機俯仰角響應(yīng)如圖4所示。

由圖可知，直升機姿態(tài)角約在響應(yīng)4s后達到穩(wěn)態(tài)，滿足ADS-33F要求。

4.2響應(yīng)類型切換過程仿真驗證

直升機響應(yīng)類型切換過程的研究結(jié)果無法通過軟件仿真的方式得到，此處使用模擬座艙完成驗證試驗。鑒于最新版規(guī)范未收錄響應(yīng)類型切換控制效果的評判依據(jù)，擬選取涉及各響應(yīng)類型的速度區(qū)間，通過設(shè)定特定飛行科目（即加速至定值再減速回零），觀察駕駛桿操縱過程的位移特性，若操縱曲線平滑緩和，不過多往復(fù)校正，說明操縱復(fù)雜度相對較低。進一步地，與直升機基本的RC響應(yīng)類型操縱做比較，對比操縱性能。

如圖5所示，傳統(tǒng)直升機采用RC響應(yīng)類型。可以看出，RC響應(yīng)下的桿操縱范圍較窄，但由于操縱指令到速度響應(yīng)有較大延遲，無法合適地提供指令，由此造成較多的往復(fù)操縱，顯著惡化操縱感受。

如圖6所示，直升機在迅猛加速至200km/h再減速至0km/h的過程中，由于低速時的TRC響應(yīng)類型對應(yīng)地速，需要迅猛提速的前提下操縱桿位移變化較大；25km/h以后，由于ACAH響應(yīng)類型對應(yīng)直升機姿態(tài)角，飛機低頭時加速，但速度變化不能過快，故操縱桿有回撤趨勢，但回撤幅度較?。桓咚亠w行時，RC響應(yīng)類型對應(yīng)直升機角速率的特性使得速度調(diào)節(jié)更為快速，直升機速度增至200km/h時，操縱桿在中立位附近活動以保持空速穩(wěn)定?？傮w而言，駕駛員工作量較小，操縱復(fù)雜度得到明顯優(yōu)化。

5結(jié)論

本文針對有人直升機懸停、低速及前向飛行階段，提出基于速度調(diào)節(jié)的多響應(yīng)類型切換控制策略，并進行控制律設(shè)計與仿真驗證。結(jié)果表明，基于ADS-33F的直升機響應(yīng)性能滿足一級飛行品質(zhì)要求?；谒俣鹊捻憫?yīng)類型切換控制符合飛行員駕駛習慣和飛行規(guī)律，可以適時優(yōu)化飛行體驗。仿真驗證表明這種策略的可行性。尚存的不足是，ADS-33F沒有針對響應(yīng)類型切換性能的評價指標，此過程效能評估方法有望在日后相關(guān)理論基礎(chǔ)上加以發(fā)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

基金項目：航空科學基金項目（20180718004）

*作者簡介：翟任慶（1998-），男，甘肅武威人，碩士研究生。