自轉(zhuǎn)式無人旋翼機飛行控制技術(shù)研究

崔津銘 史振良

摘 要：無人駕駛自轉(zhuǎn)旋翼機，簡稱無人旋翼機，是一種以自轉(zhuǎn)旋翼作為升力面，螺旋槳推/拉力為前進動力的旋翼飛行器，具有其獨特的優(yōu)點：可以短距離起飛著陸且起飛著陸的速度很低，容易保證起飛著陸的安全；操縱靈活，無動力下滑能力強，飛行中不會失速；旋翼機結(jié)構(gòu)簡單，不需安裝昂貴笨重的減速器等傳動機構(gòu)，也不需要復(fù)雜的槳距/油門協(xié)調(diào)操縱機構(gòu)以及液壓助力系統(tǒng)等，且自轉(zhuǎn)旋翼氣動效率高，自轉(zhuǎn)工作狀態(tài)好，振動水平和噪聲都比直升機小。基于此，本文主要對自轉(zhuǎn)式無人旋翼機飛行控制技術(shù)進行分析探討。

關(guān)鍵詞：自轉(zhuǎn)式無人旋翼機；飛行控制；技術(shù)研究

1 前言

無人旋翼機滑跑起飛的關(guān)鍵是縱橫向姿態(tài)保持和側(cè)向滑移控制，以及垂向爬升速度控制，避免離地前姿態(tài)角過大和側(cè)向滑移引起觸地傾翻。滑跑起飛要求無人旋翼機自動保持平衡狀態(tài)起飛，姿態(tài)限制在約束范圍內(nèi)，離地時姿態(tài)變化很小，反饋控制量較弱。因此，筆者提出一種縱橫向利用地面支撐力、姿態(tài)和滑移反饋控制，并通過高度指令牽引控制升降速度的自主滑行起飛策略，并在某無人旋翼機試飛試驗中被成功應(yīng)用。

2 起飛控制策略

首先，離地前旋翼拉力尚不足拉起飛機，多余部分重力通過前輪和主輪卸載到地面上，地面支撐力、飛機重力和旋翼拉力維持力和力矩平衡，前輪與主輪先后離地，飛機逐漸失去地面約束，僅由重力、發(fā)動機推力和旋翼拉力產(chǎn)生力矩，而發(fā)動機推力在飛機對稱面內(nèi)與機體軸縱軸平行，因此，要求無人旋翼機起飛時旋翼拉力盡量保持在縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，以免離地后滾轉(zhuǎn)力矩失去平衡，引起側(cè)向滑移，導(dǎo)致起飛觸地；其次，離地前，由于地面約束無法借助俯仰角反饋控制旋翼拉力產(chǎn)生的俯仰力矩，為此在主輪起落架和后輪安裝力傳感器感受地面垂向力。離地前要求左右2個主輪受到地面支撐力相等，后輪保持懸空，即

、

離地爬升后，失去地面約束，無法再利用地面支撐力反饋控制，故引入姿態(tài)及側(cè)向位移反饋抑制姿態(tài)變化及橫側(cè)向滑移。

kNr為后輪直接力反饋系數(shù)，kq為俯仰角速率阻尼反饋系數(shù)，w為外界風(fēng)擾動，Gθ（s）為俯仰姿態(tài)控制器，GH（s）為高度控制器，δT為發(fā)動機油門舵操縱量，δe為槳盤縱向俯仰操縱量，協(xié)調(diào)輸出機構(gòu)根據(jù)實驗擬合數(shù)據(jù)，得出旋翼拉力與發(fā)動機推力的間接關(guān)系，給出δT與δe的輸出量，保證俯仰姿態(tài)平衡。機輪受地面的摩擦為滑動摩擦，對飛機姿態(tài)影響很小，忽略不計。對于縱向控制，只需要保持姿態(tài)平穩(wěn)，飛機就可平穩(wěn)爬升。對于橫側(cè)向，除了保持姿態(tài)平穩(wěn)，側(cè)向滑移的抑制更為重要。kNy為主輪直接力反饋系數(shù)；pk為滾轉(zhuǎn)角速率反饋系數(shù)；vk為側(cè)滑速率反饋系數(shù)；rk為偏航角速率反饋系數(shù)；w為外界風(fēng)擾動；Gφ（s）和Gψ（s）為姿態(tài)控制器；Gyφ（s）和Gyψ（s）為滑移控制器；δa為槳盤橫向滾轉(zhuǎn)操縱量；δr為方向舵操縱量。滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角φ受強約束，引入變參數(shù)飽和環(huán)節(jié)Mφ，其特性為

φi和φo分別為該環(huán)節(jié)的輸入和輸出。離地后，Mφ使得控制器在姿態(tài)約束的前提下抑制滑移。地面支撐力、姿態(tài)和滑移控制共同確保起飛平穩(wěn)，兩者相互補充。高度控制的穩(wěn)定性對起飛安全也至關(guān)重要，但在地面滑行階段旋翼拉力還不足以拉起飛機，若直接采用高度閉環(huán)控制，易導(dǎo)致離地升降速度較大，不利于起飛安全，故不宜直接采用高度閉環(huán)策略。

3 地面小高度滑跑起飛試驗

小高度試飛即飛行高度較小，以驗證控制方案的有效性。對象無人旋翼機重150kg，單片槳葉長4m。試飛環(huán)境為：跑道場地平坦近似無坡度，風(fēng)速約3.9r/min?？紤]風(fēng)轉(zhuǎn)旋翼的特點，在選擇滑跑起飛方向上，盡量選擇與風(fēng)速平行的方向迎風(fēng)起飛，減少機體所受的側(cè)風(fēng)。試驗前，開啟發(fā)動機，并將旋翼預(yù)轉(zhuǎn)達到40r/min左右，開始遙測數(shù)據(jù)接收計時，然后發(fā)出指令讓飛機加大油門，增加發(fā)動機推力，進行自主滑跑起飛。當(dāng)爬升到40m高度，飛機進入平直飛狀態(tài)，然后開啟地面控制，操縱飛機返航降落。接收遙測數(shù)據(jù)，繪制飛機自主起飛段的相對高度、槳盤和機身俯仰角以及側(cè)向運動曲線

某型無人旋翼機采用高重心配置，發(fā)動機推力增加，前飛速度增加，旋翼拉力隨之增加，俯仰力矩仍保持平衡，但旋翼拉力增加可以拉起飛機，因此，旋翼槳盤俯仰角尚未增加，飛機便可離地，槳盤及機身尚無俯仰姿態(tài)變化，機體已離地，這一特征類似直升機。此時飛機離地高度很小，該型旋翼機旋翼槳盤有+10°的初始安裝角，為保持機身姿態(tài)在約束范圍內(nèi)，防止后輪或旋翼槳盤后傾觸地，不必增加旋翼槳盤俯仰角。在爬升階段，增加槳盤俯仰角的同時，增加發(fā)動機推力，因此機身姿態(tài)角響應(yīng)較之旋翼有滯后，但滯后時間很短。當(dāng)飛機爬升到指定高度后，再恢復(fù)俯仰姿態(tài)角。飛機在地面滑行階段，受地面約束，滾轉(zhuǎn)角基本為零。

離地后，因旋翼前行槳葉與后行槳葉受空氣動力不對稱，及受側(cè)風(fēng)干擾等因素影響，造成槳盤拉力側(cè)傾，使機身產(chǎn)生約3°的橫滾，產(chǎn)生側(cè)向滑移，為防止觸地，及時操縱旋翼橫滾，將飛機拉回航線。起飛過程中，飛機產(chǎn)生了4m左右的側(cè)向滑移。航向角的響應(yīng)相對側(cè)向滑移有滯后，這是因為飛機先獲得側(cè)向滑移速度，再產(chǎn)生側(cè)滑角，方向舵在側(cè)風(fēng)的作用下，產(chǎn)生氣動力消除側(cè)滑，這時應(yīng)控制航向，避免飛機偏離航線。為防止產(chǎn)生氣流角過大，航向角的操縱應(yīng)配合滾轉(zhuǎn)控制，主要利用滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生側(cè)力，將飛機拉回航線，航向控制作為輔助手段，故航向角比滾轉(zhuǎn)角先恢復(fù)到零。當(dāng)航向角和滾轉(zhuǎn)角先后恢復(fù)到零以后，由于慣性作用，飛機仍會滑移。

4 結(jié)論

通過對某型無人旋翼機滑跑近地約束分析，提出了起飛過程縱橫向通道采用地面支撐力、姿態(tài)和側(cè)滑反饋控制，降低了觸地傾翻風(fēng)險，實現(xiàn)了安全平穩(wěn)起飛。該研究對實現(xiàn)無人旋翼機完全自主飛行尤其是艦載起飛具有一定的意義。

參考文獻

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