自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的起飛控制研究

孫本良,曹東,薛鵬翔

(1. 南京航空航天大學(xué),江蘇 南京 210016; 2. 中國人民解放軍95791部隊,甘肅 酒泉 735099)

0 引言

自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)作為無人駕駛飛行器中的一員,它既區(qū)別于固定翼無人機(jī)與無人直升機(jī),又同時兼?zhèn)淞藘烧叩闹T多特點。在結(jié)構(gòu)方面,自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)具有與無人直升機(jī)類似的旋翼,但自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)在飛行過程中無動力驅(qū)動旋翼的運動,僅靠前方來流的吹動實現(xiàn)旋翼的自轉(zhuǎn),從而為自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)提供升力。在動力方面,自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)在前進(jìn)方向安裝了由發(fā)動機(jī)驅(qū)動的螺旋槳,為自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)提供了前進(jìn)方向的動力,這一點又和固定翼無人機(jī)類似[1]。相較于固定翼無人機(jī)與無人直升機(jī),自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、操縱容易、經(jīng)濟(jì)性、安全性和可靠性高等特點,在各個領(lǐng)域均有廣闊的市場與良好的發(fā)展前景。

自主起飛是自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)飛行過程中的一個重要過程,只有實現(xiàn)平穩(wěn)安全的起飛后,才能夠?qū)罄m(xù)的飛行過程實現(xiàn)進(jìn)一步的控制。自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的自主起飛可劃分為預(yù)旋階段、滑跑階段、前輪離地段、三輪離地段、離地爬升段,每個階段存在一定的控制難點。由于自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的質(zhì)心高、槳盤慣性大、槳盤定軸性等原因,在滑跑階段大速度糾偏易引起側(cè)翻,因此前輪糾偏具有一定的危險性。而抬前輪時的速度與旋翼轉(zhuǎn)速的匹配對平緩起飛有很大影響,若速度大旋翼轉(zhuǎn)速小,離地時易因槳盤迎角大于或臨近失速迎角而導(dǎo)致升力不足,出現(xiàn)低頭現(xiàn)象;若速度小旋翼轉(zhuǎn)速大,離地時易由于阻力的作用以及速度過小出現(xiàn)失速現(xiàn)象。在起飛抬前輪時壓桿動作易造成機(jī)身姿態(tài)不穩(wěn),而離地加速段需要快速建立空速和升力,對起飛姿態(tài)控制有很高的要求。本文針對某型自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī),對起飛過程的各個階段進(jìn)行分析與研究,設(shè)計起飛過程各控制回路的控制策略,保證無人機(jī)能夠平穩(wěn)、安全地起飛。

1 自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)工作原理

1.1 系統(tǒng)組成

自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)基本構(gòu)成包括旋翼系統(tǒng)、動力系統(tǒng)(發(fā)動機(jī))、機(jī)身、垂尾和起落架。其中操縱機(jī)構(gòu)包括槳盤縱傾、槳盤橫傾、方向舵、油門、剎車[2]。某型自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 某型自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖

自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)在飛行過程中,其頂部無動力旋翼隨前方相對來流吹風(fēng)而自轉(zhuǎn),不但可以為旋翼機(jī)提供升力,而且可以通過操縱槳盤縱傾或橫傾對自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整[3]。操縱槳盤縱向傾角可使槳盤平面縱向傾斜,即升力縱向傾斜,從而改變自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的俯仰姿態(tài),其作用相當(dāng)于固定翼無人機(jī)的升降舵或者無人直升機(jī)的縱向周期變距;操縱槳盤橫向傾角可使槳盤平面橫向傾斜,即升力橫向傾斜,從而改變自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài),其作用相當(dāng)于固定翼無人機(jī)的副翼或者無人直升機(jī)的橫向周期變距。自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的前進(jìn)動力靠螺旋槳發(fā)動機(jī)提供,可以通過控制油門開度來控制前進(jìn)推力的大小。自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的航向穩(wěn)定與調(diào)整則依靠機(jī)體后端方向舵的舵面偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)。

1.2 起飛過程分析

旋翼機(jī)起飛段是指旋翼機(jī)從跑道起點由加速滑跑到爬升至安全高度的過程,根據(jù)自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)起飛過程中的不同運動狀態(tài)與特點,可將起飛過程分為起飛預(yù)旋段、三輪滑跑段、兩輪滑跑段、離地爬升段4個階段[4],并對各階段的控制策略進(jìn)行設(shè)計。自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的起飛過程示意圖如圖2所示。

圖2 起飛過程示意圖

1)起飛預(yù)旋段

執(zhí)行起飛任務(wù)前需對旋翼機(jī)進(jìn)行安全檢查,判斷滿足安全飛行條件后,將旋翼機(jī)置于跑道上。由于旋翼機(jī)的旋翼在飛行過程中是被動旋轉(zhuǎn)的,在起飛前需讓旋翼進(jìn)行預(yù)旋,使旋翼轉(zhuǎn)速達(dá)到一定轉(zhuǎn)速后方可進(jìn)行滑跑。預(yù)旋過程旨在建立一定的旋翼初始轉(zhuǎn)速,使得滑跑至前輪離地時空速與旋翼轉(zhuǎn)速均在安全范圍內(nèi)。在預(yù)旋階段,對象無人機(jī)槳盤由水平位置向最大傾角偏轉(zhuǎn),剎車開啟,發(fā)動機(jī)處于怠速狀態(tài),開啟預(yù)旋開關(guān),等待旋翼轉(zhuǎn)速達(dá)到250r/min后斷開預(yù)旋,旋翼機(jī)進(jìn)入滑跑階段。

2)地面滑跑段

預(yù)旋結(jié)束后,槳盤縱向傾角已調(diào)整至最大角度,松開剎車,發(fā)動機(jī)以最大油門進(jìn)行滑跑,并在滑跑階段接入前輪糾偏控制,使旋翼機(jī)沿著跑道方向進(jìn)行滑跑。隨著旋翼機(jī)的滑跑速度逐漸增大,旋翼的轉(zhuǎn)速在稍微減小后保持持續(xù)增長,對象無人機(jī)在前輪抬起時刻空速約為29m/s,旋翼轉(zhuǎn)速達(dá)到350r/min。在前輪抬起瞬間需迅速減小槳盤縱向傾角,使得旋翼產(chǎn)生的升力在垂直方向的分力迅速增大到足以克服重力,但槳盤縱向傾角調(diào)整幅度需要準(zhǔn)確控制,槳盤縱向傾角減小過大會導(dǎo)致旋翼機(jī)前輪觸地而槳盤縱向傾角減小不足則會導(dǎo)致旋翼機(jī)后翻[5]。隨后旋翼機(jī)在保持兩輪滑跑短暫距離后,三輪均可離地并進(jìn)入離地爬升段。

3)離地爬升段

離地爬升段是由地面滑跑到空中飛行過渡的關(guān)鍵階段,該階段需要調(diào)整旋翼機(jī)的姿態(tài)保持穩(wěn)定的空速與旋翼轉(zhuǎn)速,使得旋翼機(jī)穩(wěn)步爬升至安全高度。三輪離地后,斷開前輪糾偏控制,改用調(diào)整槳盤橫向傾角來平衡發(fā)動機(jī)扭力矩,保持橫側(cè)向力矩平衡。對于縱向通道,需調(diào)整槳盤縱向傾角緩慢降低,目的是增加旋翼升力水平方向的分力,迅速建立爬升所需的最佳空速。待旋翼機(jī)爬升至離地50m后達(dá)到安全高度完成起飛,進(jìn)入空中爬升階段,旋翼機(jī)接入空速與高度控制,使旋翼機(jī)在空中穩(wěn)定飛行。

對象旋翼機(jī)在起飛各階段的配平狀態(tài)表如表1所示。

表1 旋翼機(jī)的配平狀態(tài)

2 無人旋翼機(jī)起飛控制策略

無人自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的起飛過程主要目的是使旋翼機(jī)能夠以穩(wěn)定的姿態(tài)爬升至安全高度,從而轉(zhuǎn)入空中飛行。其中旋翼機(jī)由滑跑轉(zhuǎn)離地爬升過程對起飛安全影響最大,需對其進(jìn)行縱向與橫側(cè)向控制,保證旋翼機(jī)安全離地起飛與力矩平衡。

2.1 縱向控制策略

自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼在相對來流的驅(qū)動下旋轉(zhuǎn)為旋翼機(jī)提供升力,通過控制旋翼槳盤縱向傾角改變旋翼升力的大小,從而對旋翼機(jī)進(jìn)行縱向控制。

在預(yù)旋階段槳盤縱傾被調(diào)整至最大,為保證滑跑階段縱向通道的穩(wěn)定性,接入俯仰角速率控制起到提前抑制機(jī)身俯仰角變化的作用,減小抬頭瞬間后翻的風(fēng)險。在前輪離地瞬間需迅速減小槳盤縱傾[6],但會造成縱向穩(wěn)定性突變,所以對象旋翼機(jī)采用提前減小槳盤縱向傾角的方式,保證前輪離地瞬間的安全性。旋翼機(jī)兩輪滑跑過程中需加入俯仰角比例與微分(PD)控制,調(diào)整俯仰角姿態(tài)使旋翼機(jī)三輪離地,離地后對俯仰角PD控制系數(shù)進(jìn)行微調(diào),保證旋翼機(jī)穩(wěn)定爬升至安全高度。

2.2 橫側(cè)向控制策略

在起飛過程中,自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)主要通過操縱前輪舵機(jī)和槳盤橫向傾角完成對橫側(cè)向姿態(tài)的控制,前輪舵機(jī)主要用于滑跑糾偏,槳盤橫傾主要用于保持滾轉(zhuǎn)力矩的平衡。

在滑跑過程中,因風(fēng)的干擾、旋翼結(jié)構(gòu)不對稱、跑道不平整等干擾因素,會導(dǎo)致旋翼機(jī)相對跑道出現(xiàn)一定的偏航與側(cè)偏,因此在滑跑階段需接入前輪糾偏控制[7]。同時高速滑跑會帶來較大的慣性,如果前輪糾偏過大使得前輪方向與速度方向有較大偏差,產(chǎn)生的側(cè)力可能導(dǎo)致機(jī)體發(fā)生側(cè)翻。因此對前輪糾偏策略低速段采用具有一定糾偏能力減小初始偏航和初始側(cè)偏,而高速段則降低糾偏控制幅度。在前輪抬起后保持前輪糾偏控制并加入滾轉(zhuǎn)角反饋控制,確保旋翼機(jī)保持姿態(tài)安全離地。三輪離地后,轉(zhuǎn)入加速爬升段,斷開前輪糾偏控制,改用槳盤橫傾調(diào)整自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的航向穩(wěn)定。

3 控制回路設(shè)計

3.1 縱向控制回路設(shè)計

起飛過程縱向控制回路如圖3所示,通過基于槳盤縱傾的俯仰角PD控制調(diào)整縱向姿態(tài),將旋翼機(jī)俯仰角保持在給定范圍內(nèi),保證系統(tǒng)具有良好的動態(tài)特性和阻尼特性。

圖3 縱向控制回路

(1)

三輪離地后,需進(jìn)一步減小槳盤縱傾以達(dá)到提高旋翼轉(zhuǎn)速的目的,將δe_trim調(diào)整為-3°,其他系數(shù)保持不變。待旋翼機(jī)爬升至安全高度后完成起飛,接入空中爬升控制律實現(xiàn)對空中姿態(tài)的控制。

3.2 橫側(cè)向控制回路設(shè)計

旋翼機(jī)在自主起飛過程中,采用前輪、方向舵和槳盤橫傾分時分段的組合控制方法,實現(xiàn)起飛過程中的航向和糾偏控制,橫側(cè)向控制回路如圖4所示。

圖4 橫側(cè)向控制回路

(2)

4 仿真驗證

為了驗證設(shè)計的控制策略和控制律,以FlightGear飛行模擬器上的JT-5B自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)作為控制對象,設(shè)計了等效飛控軟件。等效飛控軟件通過UDP端口對FG輸出native-ctrls數(shù)據(jù)包,以控制對象飛行器的氣動舵面和發(fā)動機(jī),驅(qū)動飛行器的運行;通過UDP端口接收FG輸出的native-fdm數(shù)據(jù)包,以獲得對象飛行器的飛行狀態(tài)參數(shù)[9]。所設(shè)計的仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖5所示。

圖5 仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

對FlightGear環(huán)境配置步驟如下,將機(jī)型文件放置在安裝路徑的Aircraft文件下后,即可選擇使用對象無人機(jī),設(shè)置初始在機(jī)場跑道上,時間為白天,初始仿真狀態(tài)暫停,對命令設(shè)置如下:

--native-fdm=socket,out,100,127.0.0.1,8050,udp

--native-ctrls=socket,in,100,127.0.0.1,8080,udp

通過等效飛控軟件發(fā)送起飛指令后,經(jīng)過控制律解算發(fā)送ctrls數(shù)據(jù)包驅(qū)動FlightGear中的機(jī)型運動,觀察FlightGear內(nèi)無人機(jī)的運動狀態(tài)以及反饋的fdm飛行參數(shù)數(shù)據(jù)并繪制圖像。

無人機(jī)執(zhí)行起飛指令后的高度與速度變化曲線分別如圖6—圖7所示。圖中高度為海拔高度。從仿真結(jié)果可知,初始高度約為152.7m,旋翼機(jī)預(yù)旋67s左右后斷開預(yù)旋并開始加速滑跑,在82s左右開始離地逐步爬升,在三輪離地后爬升速率有短暫略微變化,隨后穩(wěn)定爬升,在100s左右達(dá)到200m安全高度完成起飛,此時接入空中爬升控制律進(jìn)入飛行狀態(tài)。

圖6 高度變化曲線

圖7 速度變化曲線

槳盤縱傾、俯仰角與俯仰角速率變化曲線如圖8所示。在前輪離地時刻俯仰角速率與俯仰角突變增大,接通俯仰角PD控制抑制了俯仰角速率的增大,并通過提前減小槳盤縱傾的共同作用可防止旋翼機(jī)產(chǎn)生后翻。三輪離地后進(jìn)一步減小槳盤縱傾使得俯仰角速率降低后逐漸回調(diào),從而引起俯仰角短暫減小后繼續(xù)增大,在100s左右,槳盤縱傾操縱趨于穩(wěn)定,俯仰角速率趨于0,俯仰角也趨向于穩(wěn)定,等待接入空中爬升控制律,維持空中飛行狀態(tài)穩(wěn)定。

圖8 縱向模態(tài)曲線

槳盤橫傾、前輪變化曲線如圖9所示,預(yù)旋結(jié)束后旋翼機(jī)航向與起飛航向有略小偏差,斷開預(yù)旋后前輪糾偏接通,使得前輪偏轉(zhuǎn),最終在低速段調(diào)整至-1°左右后,高速段減小控制幅度,前輪偏轉(zhuǎn)減小,前輪離地后,接通滾轉(zhuǎn)角反饋控制,副翼發(fā)生偏轉(zhuǎn);三輪離地后,斷開前輪糾偏控制前輪偏轉(zhuǎn)歸0,副翼進(jìn)一步調(diào)整控制橫側(cè)向穩(wěn)定。

圖9 槳盤橫傾與前輪變化曲線

滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率、偏航角速率變化曲線如圖10所示。三輪滑跑后接通前輪糾偏控制,偏航角速率波動,旋翼機(jī)開始調(diào)整航向;兩輪滑跑段接通滾轉(zhuǎn)角控制,滾轉(zhuǎn)角調(diào)整趨于0°,三輪離地后斷開了前輪糾偏控制,改用槳盤橫傾控制,各變量小幅跳變后調(diào)整至新的平衡狀態(tài),旋翼機(jī)維持該橫側(cè)向的穩(wěn)定狀態(tài)起飛。

圖10 橫側(cè)向模態(tài)曲線

聯(lián)立等效飛控軟件與FlightGear軟件進(jìn)行仿真,飛行效果如圖11所示,對象旋翼機(jī)可較好完成滑跑到起飛過程,并能在達(dá)到安全高度后平滑接入空速控制、高度控制等空中控制策略,使無人旋翼機(jī)在空中進(jìn)一步穩(wěn)定飛行。

圖11 仿真效果圖

5 結(jié)語

自轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的起飛過程較為復(fù)雜,需根據(jù)旋翼機(jī)的不同運動狀態(tài)劃分為多個過程。橫側(cè)向控制方案可根據(jù)低速滑跑段、高速滑跑段、前輪離地段、三輪離地段等不同階段采取相應(yīng)的控制策略;縱向控制方案可根據(jù)預(yù)旋階段、滑跑段、前輪離地段、三輪離地段采取相應(yīng)的控制策略。對每個過程的控制策略進(jìn)行設(shè)計,保證旋翼機(jī)在起飛過程中橫向與縱向姿態(tài)的穩(wěn)定性,確保無人機(jī)能夠安全起飛。