無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降段高度控制技術(shù)研究

夏　斌，黃一敏，孫春貞

(南京航空航天大學(xué),南京　211100)

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無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降段高度控制技術(shù)研究

夏斌，黃一敏，孫春貞

(南京航空航天大學(xué),南京211100)

摘要：無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降是飛行控制過(guò)程中的重難點(diǎn)，針對(duì)某型無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降階段出現(xiàn)的特殊問(wèn)題，考慮質(zhì)量不確定性以及地效因素的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)出基于高度的高度控制和基于升降速率的高度控制兩種控制方案，通過(guò)Matlab仿真和綜合仿真對(duì)比，說(shuō)明基于升降速率的高度控制方案能夠較好地解決不確定性問(wèn)題，滿足了不同環(huán)境下飛行控制性能要求，并提高了控制精度，更適合樣例無(wú)人直升機(jī)起降段的高度控制。

關(guān)鍵詞：無(wú)人直升機(jī)；自動(dòng)起降；質(zhì)量不確定性；控制精度

Citation format:XIA Bin, HUANG Yi-min, SUN Chun-zhen.Research of Automatic Takeoff/Landing Height Control Technology for Unmanned Helicopter [J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(3):90-93.

無(wú)人直升機(jī)(Unmanned Helicopter，UMH)是無(wú)人機(jī)大家族中的一員，在功能上能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降，在外部構(gòu)型上屬于旋翼飛行器。無(wú)人直升機(jī)主要由旋翼提供升力，同時(shí)旋翼也是無(wú)人直升機(jī)的操縱面，通過(guò)無(wú)人直升機(jī)的變距操縱使得旋翼產(chǎn)生飛行所需要的控制力，實(shí)現(xiàn)懸停、爬升/下滑、前后飛、側(cè)飛等。因此，無(wú)人直升機(jī)除了具備固定翼無(wú)人機(jī)的一般優(yōu)點(diǎn)外，還具有垂直起飛著陸、空中定點(diǎn)懸停、低速飛行、低空超低空飛行、懸?；剞D(zhuǎn)等特點(diǎn)[1]。因此，在起飛著陸場(chǎng)地受限、飛行空間狹小、要求執(zhí)行低空低速任務(wù)的場(chǎng)合下，無(wú)人直升機(jī)有著廣闊的應(yīng)用前景[2]。雖然無(wú)人直升機(jī)在飛行速度上與固定翼無(wú)人機(jī)無(wú)法相媲美，但是由于其具有獨(dú)特的飛行能力，使得無(wú)人直升機(jī)在無(wú)人機(jī)家族中發(fā)揮著不可替代的作用。

在自動(dòng)起飛與自動(dòng)著陸研究和應(yīng)用方面，各國(guó)的科研單位進(jìn)行了廣泛的探索，國(guó)際上先進(jìn)的無(wú)人直升機(jī)基本上都可以實(shí)現(xiàn)自動(dòng)起飛與自動(dòng)著陸，其中火力偵察兵和S-100型無(wú)人直升機(jī)不僅具備了普通的陸基起降能力，且實(shí)現(xiàn)了在海面風(fēng)影響下跟蹤移動(dòng)艦船并實(shí)現(xiàn)無(wú)人干涉下的自主艦面起降，已經(jīng)達(dá)到工程實(shí)用和軍事裝備的要求[4]。但是，國(guó)內(nèi)無(wú)人直升機(jī)技術(shù)與國(guó)外仍存在一定的差距，特別在自動(dòng)起飛與自動(dòng)著陸控制方面，雖然有技術(shù)上的突破，但國(guó)內(nèi)的型號(hào)均未實(shí)現(xiàn)真正意義上的自主起降，基本以人工操作或是帶增穩(wěn)的人工操縱為主，與工程應(yīng)用和軍事裝備需求仍有較大差距。本文針對(duì)某型號(hào)無(wú)人直升機(jī)分析自動(dòng)起飛段的特殊性，提出高度通道控制策略并進(jìn)行仿真驗(yàn)證。綜合上面分析可以看出，總結(jié)各通道對(duì)高度控制的要求如下：響應(yīng)平緩，阻尼比ζ≥1.0；控制誤差小于±0.3 m；具有較強(qiáng)的適應(yīng)性。

1控制需求分析

高度通道的控制輸出直接影響總距的變化，同時(shí)引起系統(tǒng)其他通道的耦合影響，牽一發(fā)而動(dòng)全身。下面從高度通道本身特性、發(fā)動(dòng)機(jī)通道、航向通道和整個(gè)系統(tǒng)四個(gè)方面分析高度通道的控制需求。

從高度通道本身特性看，首先，無(wú)人直升機(jī)的高度通道對(duì)響應(yīng)的快速性沒(méi)有較高的要求，但是高度通道的阻尼比需要大于或等于1，保證高度響應(yīng)的平穩(wěn)性；其次高度通道需要具有較強(qiáng)的適應(yīng)能力，能夠適應(yīng)在不同質(zhì)量、海拔高度下均能滿足控制要求。最后，在自動(dòng)起飛與自動(dòng)著陸段高度控制的控制精度要求較高。

從對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)通道的耦合看，總距通道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)通道具有較強(qiáng)的耦合性，如果總距發(fā)生較大波動(dòng)則將嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速恒定控制性能并容易導(dǎo)致危險(xiǎn)發(fā)生，從發(fā)動(dòng)機(jī)控制的安全角度考慮要求總距變化緩慢，不允許出現(xiàn)較大波動(dòng)[7]。

從對(duì)航向通道的耦合看，由于樣例無(wú)人直升機(jī)屬于常規(guī)單旋翼加尾槳布局，而總距的變化導(dǎo)致旋翼反扭矩變化，對(duì)航向通道引起強(qiáng)烈耦合作用，影響航向控制性能。航向控制又是其它控制的基礎(chǔ)，因此從航向通道考慮要求總距變化緩慢，使航向控制具有足夠的調(diào)整時(shí)間。

從整個(gè)系統(tǒng)角度看，旋翼系統(tǒng)是整個(gè)直升機(jī)系統(tǒng)的動(dòng)力源泉，總距的微小波動(dòng)都會(huì)給系統(tǒng)帶來(lái)顯著影響，因此要求總距響應(yīng)過(guò)程緩慢平穩(wěn)變化[5]。尤其在外界擾動(dòng)的情況下，對(duì)高度控制提出更嚴(yán)格的要求。

2高度通道控制律設(shè)計(jì)

該節(jié)主要介紹了兩種高度控制方案：基于高度的常規(guī)高度控制方案和基于升降速率的改進(jìn)高度控制方案，通過(guò)Matlab線性分析并設(shè)計(jì)其控制律參數(shù)，并在非線性仿真環(huán)境下進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，選擇控制效能更好的方案應(yīng)用到起降控制中。

2.1常規(guī)高度控制方法

常規(guī)高度控制主要反饋高度信息和升降速率信息，對(duì)高度的偏差進(jìn)行經(jīng)典PID控制，升降速率的引入主要是為了增加高度通道的阻尼比，積分項(xiàng)主要提高控制的穩(wěn)態(tài)精度，但積分項(xiàng)在動(dòng)態(tài)過(guò)程中是斷開的，只有在穩(wěn)態(tài)情形下才接通。常規(guī)高度控制律如式(1)所示：

(1)

升降速率的指令值根據(jù)高度偏差范圍給出固定的數(shù)值大小，從樣例無(wú)人直升機(jī)的試飛數(shù)據(jù)來(lái)看，在起降階段近地面遭遇復(fù)雜的風(fēng)擾動(dòng)，容易發(fā)生高度‘飄’，會(huì)導(dǎo)致總距的波動(dòng)而出現(xiàn)不連續(xù)現(xiàn)象，而且該方案對(duì)起飛時(shí)飛機(jī)質(zhì)量的不確定性適應(yīng)能力弱，針對(duì)不同的起飛質(zhì)量需要重新修改配平值才能夠?qū)崿F(xiàn)，實(shí)用性不強(qiáng)。

2.2改進(jìn)高度控制方法

改進(jìn)高度控制主要由內(nèi)外回路組成，內(nèi)回路主要是升降速率的PI控制，外回路由高度偏差給出升降速度指令，改進(jìn)高度控制律如式(2)所示：

(2)

針對(duì)改進(jìn)控制律內(nèi)回路不使用加速度信號(hào)作阻尼有如下原因：

1) 樣例直升機(jī)垂向運(yùn)動(dòng)阻尼導(dǎo)數(shù)：

(3)

通過(guò)分析可以計(jì)算出樣例無(wú)人直升機(jī)在懸停和30 m/s前飛狀態(tài)下的垂直運(yùn)動(dòng)阻尼導(dǎo)數(shù)分別為-37.3 kg·s/m和-28.7 kg·s/m，可以得出樣例無(wú)人直升機(jī)具有較大的垂向運(yùn)動(dòng)阻尼。

其物理解釋：若直升機(jī)向下運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致剖面迎角增大，拉力T增大，阻滯向下運(yùn)動(dòng)；反之，若直升機(jī)向上運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致剖面迎角減小，拉力T減小，阻滯向上運(yùn)動(dòng)[3]。

2) 針對(duì)有無(wú)加速度信號(hào)的前提下，升降速率的控制在線性條件下作了簡(jiǎn)單分析，如圖1、圖2所示。

結(jié)合上述階躍響應(yīng)曲線，系統(tǒng)的響應(yīng)時(shí)間、穩(wěn)態(tài)時(shí)間和超調(diào)量分析可知，加速度信號(hào)并不能很好地改善升降速率的動(dòng)態(tài)性能，只采用升降速率的PI控制就可以滿足起降高度控制的需求，而常規(guī)方案在高度的控制上則出現(xiàn)了5%的超調(diào)，從而造成總距的波動(dòng)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)通道和航向通道造成不同程度的耦合影響。

圖1　升降速率階躍響應(yīng)曲線

圖2　高度的階躍響應(yīng)曲線

3) 在真實(shí)的試飛試驗(yàn)環(huán)境下，加速度信號(hào)的信號(hào)質(zhì)量并不理想。

3仿真驗(yàn)證與分析

針對(duì)常規(guī)方案和改進(jìn)方案作如下仿真：以自動(dòng)起飛階段為例，分析高度通道的跟蹤響應(yīng)，其他通道均處于保持狀態(tài)(如縱橫向位置保持、航向保持)在風(fēng)擾動(dòng)和質(zhì)量不確定性兩種仿真案例下對(duì)上述兩種方案進(jìn)行魯棒性分析。

3.1風(fēng)擾動(dòng)下仿真分析

1) 在垂向加入±1 m/s范圍內(nèi)變化的風(fēng)，分析其高度響應(yīng)情況(圖3、圖4)。

2) 水平面加入5 m/s大小，風(fēng)向10 deg/s變化的動(dòng)態(tài)風(fēng)，分析高度響應(yīng)曲線如圖5、圖6所示。

圖3　垂向風(fēng)擾動(dòng)下的升降速率響應(yīng)曲線

圖4　垂向風(fēng)擾動(dòng)下的高度響應(yīng)曲線

圖5　水平風(fēng)擾動(dòng)下的升降速率響應(yīng)曲線

圖6　水平風(fēng)擾動(dòng)下的高度響應(yīng)曲線

風(fēng)擾動(dòng)下仿真分析：在垂向風(fēng)擾動(dòng)和水平動(dòng)態(tài)風(fēng)擾動(dòng)下，由圖3和圖6可以看出常規(guī)方案對(duì)垂向風(fēng)擾動(dòng)更為敏感，常規(guī)方案控制下高度和升降速率均出現(xiàn)一定程度的波動(dòng)，這對(duì)起降階段地效區(qū)內(nèi)的飛行造成嚴(yán)重的影響，而改進(jìn)高度方案的控制效果得到明顯的改善；由圖4和圖6可以看出在常規(guī)高度方案的控制下，自動(dòng)起飛結(jié)束后的懸停狀態(tài)下高度出現(xiàn)較嚴(yán)重的超調(diào)，上下波動(dòng)嚴(yán)重，且穩(wěn)態(tài)時(shí)高度控制精度不能滿足自動(dòng)起降的要求，改進(jìn)高度控制方案在控制效能和控制精度上大大提高，滿足控制要求，使得無(wú)人直升機(jī)快速平穩(wěn)地脫離地效區(qū)；除此之外，由于起降時(shí)高度通道為主控通道，控制律的輸出直接給到總距上，而高度的波動(dòng)會(huì)引起總距的變化，影響發(fā)動(dòng)機(jī)通道的恒轉(zhuǎn)速控制，以及總距變化帶來(lái)旋翼反扭矩的變化對(duì)航向的耦合控制，改進(jìn)方案在風(fēng)擾動(dòng)下很好地?cái)M制了高度的波動(dòng)，從一定程度上減小了通道間的耦合影響。

3.2質(zhì)量不確定性仿真分析

樣例無(wú)人直升機(jī)的質(zhì)量為200 kg，現(xiàn)以自動(dòng)起飛仿真情形下加入±10%的質(zhì)量不確定性，對(duì)比常規(guī)和改進(jìn)方案的控制效果如下圖7～圖12曲線所示。

圖7　常規(guī)方案的升降速率曲線

圖8　常規(guī)方案的高度響應(yīng)曲線

圖9　常規(guī)方案下總距響應(yīng)曲線

圖10　改進(jìn)方案下升降速率響應(yīng)曲線

圖11　改進(jìn)方案下高度響應(yīng)曲線

圖12　改進(jìn)方案下總距響應(yīng)曲線

質(zhì)量不確定性下仿真分析：由上述圖7～圖12曲線可以看出，改進(jìn)方案對(duì)飛機(jī)起飛時(shí)的質(zhì)量不確定性適應(yīng)性更強(qiáng)，在整個(gè)爬升過(guò)程中升降速率的控制比常規(guī)控制方案下的控制效果更加平穩(wěn)，降速率和高度的響應(yīng)均無(wú)超調(diào)現(xiàn)象出現(xiàn)，不會(huì)因?yàn)橘|(zhì)量的增加而造成在地效區(qū)內(nèi)長(zhǎng)期浮地的現(xiàn)象，也不會(huì)因?yàn)橘|(zhì)量的減小而造成地效區(qū)內(nèi)外的升降速率時(shí)快時(shí)慢的情形出現(xiàn)[8]；并且總距的響應(yīng)也比較平緩，不會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的波動(dòng)情況，減輕了發(fā)動(dòng)機(jī)通道的耦合影響。通過(guò)控制升降速率間接控制高度的方案能夠使得在起降過(guò)程中有穩(wěn)定的爬升速度，保證高度響應(yīng)的平穩(wěn)性和高度通道的適應(yīng)性。

4結(jié)束語(yǔ)

本文分析了自動(dòng)起降的控制需求以及難點(diǎn)所在，重點(diǎn)分析了高度通道對(duì)風(fēng)擾動(dòng)和飛機(jī)質(zhì)量不確定性的適應(yīng)能力的重要性；隨后提出了基于常規(guī)高度控制方案和基于升降速率的控制方案，對(duì)其進(jìn)行了理論分析，并在等效仿真環(huán)境下進(jìn)行驗(yàn)證，得出基于升降速率的高度控制方案對(duì)風(fēng)擾動(dòng)和飛機(jī)質(zhì)量的確定性適應(yīng)能力更強(qiáng)，能夠減小高度通道與發(fā)動(dòng)機(jī)通道以及航向通道的耦合影響，保證自動(dòng)起降階段的高度控制具有較強(qiáng)的魯棒性。

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(責(zé)任編輯楊繼森)

Research of Automatic Takeoff/Landing Height Control Technology for Unmanned Helicopter

XIA Bin, HUANG Yi-min, SUN Chun-zhen

(Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 211100, China)

Abstract:The automatic takeoff/landing of unmanned helicopter is the key and difficult point in the entire process of flight control, this paper focused on special problems of a certain type of unmanned helicopter automatic takeoff and landing phase. Considering the quality uncertainty and the ground effect factors, two kinds of control laws designing the height control and the lifting speed control were presented. Finally, through the Matlab and integration simulation, the research indicates that the project of lifting speed control is effective and feasible in solving the uncertain problems because it meets the requirement of flight control under different environment and improving the control precision and is more suitable for the sample of unmanned helicopter landing height control.

Key words:unmanned helicopter; automatic takeoff/landing; quality uncertainty; control precision

文章編號(hào)：1006-0707(2016)03-0090-05

中圖分類號(hào)：V412.4

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

doi:10.11809/scbgxb2016.03.022

作者簡(jiǎn)介：夏斌(1991—),男，碩士，主要從事無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究。

基金項(xiàng)目：中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助(NS2015038)；航空科學(xué)基金資助(20130752015)

收稿日期：2015-07-15；修回日期：2015-09-28

本文引用格式： 夏斌，黃一敏，孫春貞.無(wú)人直升機(jī)自動(dòng)起降段高度控制技術(shù)研究[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2016(3):90-93.

【信息科學(xué)與控制工程】