無人直升機自轉(zhuǎn)著陸控制設(shè)計與仿真驗證

龐曉楠，賴水清

(1.中國人民解放軍海軍潛艇學(xué)院，山東 青島 266000；2.中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

?

無人直升機自轉(zhuǎn)著陸控制設(shè)計與仿真驗證

龐曉楠1，賴水清2

(1.中國人民解放軍海軍潛艇學(xué)院，山東 青島 266000；2.中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

針對常規(guī)構(gòu)型無人直升機，研究在發(fā)生發(fā)動機空中停車的情況下，通過自轉(zhuǎn)下滑進行應(yīng)急著陸的控制方法，制定自轉(zhuǎn)著陸控制策略，并通過仿真試驗進行驗證。

無人直升機；自轉(zhuǎn)著陸；飛行控制

0 引言

隨著無人直升機的快速發(fā)展和越來越多的使用，一個不容忽視的問題擺在我們面前，即飛行中忽然失去動力的無人直升機如何實現(xiàn)安全著陸。

據(jù)統(tǒng)計，因發(fā)動機失效引起的事故占直升機總事故的28.5%，自轉(zhuǎn)下滑是實現(xiàn)直升機安全著陸的唯一手段。發(fā)動機空中停車后，直升機旋翼扭轉(zhuǎn)力矩和反扭矩發(fā)生急劇變化，形成高度迅速下降、俯仰姿態(tài)忽然下俯和方向急偏的外部現(xiàn)象，直升機飛行員可根據(jù)當(dāng)前飛行狀況，迅速進行相應(yīng)的操作，操縱直升機進入自轉(zhuǎn)下滑飛行，實現(xiàn)安全著陸[1]。

自轉(zhuǎn)飛行是直升機特有的飛行狀態(tài)。在發(fā)動機空中停車的情況下，旋翼利用其原有的旋轉(zhuǎn)動能和直升機勢能仍能保持穩(wěn)定的旋轉(zhuǎn)，利用旋翼自轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力，可以操縱直升機進行垂直下降或滑翔。直升機自轉(zhuǎn)飛行過程中存在諸多約束、不確定性、干擾等因素，使得自轉(zhuǎn)著陸難度很大。自轉(zhuǎn)飛行的操作方法是由試飛員和飛行員們在長期的飛行實踐中總結(jié)出來的，目的是盡量充分地利用直升機的重力勢能和旋翼的旋轉(zhuǎn)動能，實現(xiàn)最小的著陸速度[2]。

對于無人直升機來說，當(dāng)發(fā)生發(fā)動機空中停車故障時，自轉(zhuǎn)著陸成功與否關(guān)系到直升機平臺與機載設(shè)備，特別是地面人員的安全。為減小甚至避免事故造成的傷害，一方面在無人直升機設(shè)計階段需充分考慮其自轉(zhuǎn)性能，另一方面需設(shè)計可靠的自轉(zhuǎn)著陸控制功能，在發(fā)動機空中停車時，自動進入自轉(zhuǎn)下滑模態(tài)，控制無人直升機平穩(wěn)著陸于安全地點[3]。

本文以常規(guī)單旋翼、單尾槳、滑橇起落架構(gòu)型的無人直升機為對象，通過對其自轉(zhuǎn)著陸過程中諸多影響因素和需求的分析，研究制定自轉(zhuǎn)著陸控制策略，并進行仿真試驗驗證。

1 自轉(zhuǎn)著陸控制設(shè)計

1.1 自轉(zhuǎn)著陸要求

為了飛行安全，自轉(zhuǎn)著陸應(yīng)滿足以下要求：

1)保證旋翼轉(zhuǎn)速

旋翼轉(zhuǎn)速是無人直升機飛行和操縱的基礎(chǔ)，在自轉(zhuǎn)下滑過程中，必須穩(wěn)定旋翼轉(zhuǎn)速。

2)盡可能減小下降速率

下降速率過大會減少無人直升機滯空時間，減小航程，不利于安全著陸。同時，下降速率過大，不利于控制觸地下降速率，影響接地瞬間的安全。

3)盡量減小觸地速度和觸地下降速率

無人直升機采用滑撬式起落架，接地后通過滑撬觸地滑行減速，若觸地速度和下降速率過大會增加危險。

根據(jù)無人直升機自轉(zhuǎn)著陸需求，制定自轉(zhuǎn)著陸控制策略，如圖1所示。整個自轉(zhuǎn)著陸過程可分為四個階段：自轉(zhuǎn)建立段、穩(wěn)定下滑段、末端拉起段和姿態(tài)改平段。

圖1 自轉(zhuǎn)著陸控制策略

1.2 自轉(zhuǎn)建立段控制策略

自轉(zhuǎn)建立段的任務(wù)是在發(fā)動機停車后，以最快速度恢復(fù)旋翼轉(zhuǎn)速，并進入自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。據(jù)此，自轉(zhuǎn)建立段的控制策略為：

1)快速放開離合器：放開離合器可防止發(fā)動機運行阻力導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速快速下降，同時，放開離合器后，旋翼反扭力矩不會耦合到機身，可減小尾槳操縱負擔(dān)，有利于儲備旋翼旋轉(zhuǎn)動能。

2)快速將總距降到最低：通過將總距降到最低，使無人直升機快速建立下降速率，通過重力勢能轉(zhuǎn)化為旋翼旋轉(zhuǎn)動能，恢復(fù)旋翼轉(zhuǎn)速。

3)轉(zhuǎn)速穩(wěn)定控制：當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速恢復(fù)到正常范圍之后，接入轉(zhuǎn)速穩(wěn)定控制，防止旋翼超轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)速控制通過總距操縱來實現(xiàn)，控制策略如圖2所示。

圖2 旋翼轉(zhuǎn)速控制策略

旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定后，無人直升機進入到自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

旋翼轉(zhuǎn)速可以采用PI控制，控制結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 旋翼轉(zhuǎn)速控制結(jié)構(gòu)

給定旋翼轉(zhuǎn)速270rpm，對上述控制結(jié)構(gòu)進行仿真驗證，仿真曲線如圖4所示。

圖4 下滑過程中旋翼轉(zhuǎn)速變化曲線

可以看出，PI控制可以有效控制旋翼轉(zhuǎn)速，建立穩(wěn)定下滑。

1.3 穩(wěn)定下滑段控制策略

穩(wěn)定下滑段的任務(wù)是保證無人直升機以穩(wěn)定軌跡角下滑。為了盡可能提高發(fā)動機停車后的飛行航程，并減小接地速度，穩(wěn)定下滑段應(yīng)盡可能減小下滑軌跡角。

根據(jù)直升機理論和試飛經(jīng)驗，以下面方式進行下滑時，下滑軌跡角最?。?/p>

1) 以經(jīng)濟旋翼轉(zhuǎn)速下滑；

2) 以經(jīng)濟速度下滑。

根據(jù)穩(wěn)定下滑段要求，該階段以旋翼轉(zhuǎn)速和速度控制為主。旋翼轉(zhuǎn)速控制如圖2所示，速度控制如圖5所示。

圖5 速度控制策略

速度控制結(jié)構(gòu)可以采用常規(guī)速度控制策略，給定速度為設(shè)計出的經(jīng)濟速度。仿真曲線如圖6。

圖6 下滑地速變化曲線

從曲線中可以看出，采用上述控制建立了穩(wěn)定的下滑地速，滿足自轉(zhuǎn)著陸的需求。

1.4 末端拉起段控制策略

末端拉起段的任務(wù)是當(dāng)無人直升機進入近地后，迅速拉起姿態(tài)和總距，拉平飛行軌跡，減小速度和下降速率，以減小觸地速度和觸地下降速率。

拉起操作通過抬高俯仰角來實現(xiàn)，拉起過程中無人直升機減速，在此過程中無人直升機動能向旋翼旋轉(zhuǎn)動能轉(zhuǎn)換，會導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速增大。為了防止旋翼超速，應(yīng)提高總距。因此，拉起段的控制以姿態(tài)控制為主，伴隨總距的拉起控制。拉起姿態(tài)控制策略如圖7所示。

圖7 末端拉起控制策略

1.5 姿態(tài)改平段控制策略

姿態(tài)改平段的任務(wù)是在接地前調(diào)整姿態(tài)，保證無人直升機水平觸地，防止無人直升機以抬頭姿態(tài)觸地，引起尾槳觸地，造成直升機損壞。因此姿態(tài)改平段的控制仍以姿態(tài)控制為主?？刂撇呗匀鐖D8所示。

圖8 姿態(tài)改平控制策略

姿態(tài)控制采用常規(guī)的俯仰角控制律，仿真曲線如圖9所示。

圖9 俯仰角變化曲線

從俯仰角變化曲線中可以看出無人直升機在著陸時刻經(jīng)歷了姿態(tài)迅速拉起和姿態(tài)迅速改平兩個階段，對姿態(tài)的控制是有效的。

2 自轉(zhuǎn)著陸控制仿真驗證

以飛控計算機為核心，對自轉(zhuǎn)著陸控制策略進行半物理仿真試驗驗證，仿真結(jié)果表明：無人直升機在發(fā)動機空中停車的情況下，能夠通過自轉(zhuǎn)下滑安全著陸，自轉(zhuǎn)著陸控制策略合理可行。

2.1 初始速度對自轉(zhuǎn)著陸的影響

對于相同的初始高度，在不同的初始速度下，自轉(zhuǎn)建立段有差異，隨著旋翼轉(zhuǎn)速的穩(wěn)定和下降速率的穩(wěn)定，逐漸進入穩(wěn)定下滑段，直到最后拉起進入姿態(tài)改平段，最后平穩(wěn)落地。仿真曲線如圖10-13所示。

圖10 初始速度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-地速變化曲線

圖11 初始速度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-高度變化曲線

圖12 初始速度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-下降速率曲線

圖13 初始速度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-旋翼轉(zhuǎn)速曲線

2.2 初始高度對自轉(zhuǎn)著陸的影響

對于相同的初始速度，在不同的初始高度下，自轉(zhuǎn)建立段相差無幾，穩(wěn)定段的下降速率和旋翼轉(zhuǎn)速都保持在穩(wěn)定值左右，只是由于高度不同造成穩(wěn)定下滑段時間長短也相應(yīng)不同。仿真曲線如圖14-17所示。

圖14 初始高度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-地速變化曲線

圖15 初始高度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-高度變化曲線

圖16 初始高度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-下降速率曲線

圖17 初始高度對自轉(zhuǎn)著陸的影響-旋翼轉(zhuǎn)速曲線

2.3 旋翼轉(zhuǎn)速對自轉(zhuǎn)著陸的影響

不同旋翼轉(zhuǎn)速對下降速率和總距的變化有不同程度的影響，仿真曲線如圖18-21所示。當(dāng)穩(wěn)定下滑旋翼轉(zhuǎn)速較小時，穩(wěn)定下降速率相比額定轉(zhuǎn)速時

圖18 旋翼轉(zhuǎn)速對自轉(zhuǎn)著陸的影響-地速變化曲線

圖19 旋翼轉(zhuǎn)速對自轉(zhuǎn)著陸的影響-高度變化曲線

圖20 旋翼轉(zhuǎn)速對自轉(zhuǎn)著陸的影響-下降速率曲線

圖21 旋翼轉(zhuǎn)速對自轉(zhuǎn)著陸的影響-旋翼轉(zhuǎn)速曲線

大，因此拉起時刻應(yīng)該提前。當(dāng)穩(wěn)定下滑旋翼轉(zhuǎn)速較大時，穩(wěn)定下降速率相比額定轉(zhuǎn)速時小，因此拉起時刻應(yīng)該延后。

2.4 自轉(zhuǎn)著陸高度下邊界

選取初始高度為200m時，空中停車后仍能自轉(zhuǎn)下滑落地，但幾乎已經(jīng)看不到穩(wěn)定下滑過程，因此可以認為初始高度200m為自轉(zhuǎn)著陸下邊界。仿真曲線如圖22-25所示。

圖22 200m高度下自轉(zhuǎn)著陸地速變化曲線

圖23 200m高度下自轉(zhuǎn)著陸高度變化曲線

圖24 200m高度下自轉(zhuǎn)著陸下降速率變化曲線

圖25 200m高度下自轉(zhuǎn)著陸旋翼轉(zhuǎn)速變化曲線

2.5 結(jié)論

通過仿真試驗結(jié)果分析，可以得出以下結(jié)論：

1) 若無人直升機以經(jīng)濟巡航速度和經(jīng)濟旋翼轉(zhuǎn)速進行自轉(zhuǎn)下滑，下滑軌跡角最小，航程最長，能最有效地利用無人直升機能量，提高著陸安全性；

2) 拉起操作時機的選擇可能決定無人直升機能否安全著陸。若拉起過早，會導(dǎo)致旋翼轉(zhuǎn)速過早消耗，增大下降速率；若拉起過晚，則未能充分利用旋翼提供的能量，也會導(dǎo)致觸地時刻的速度和下降速率過大；

3) 若能精確預(yù)測航程，制定合理的S轉(zhuǎn)彎策略，會有利于提高觸地點位置精度，改善著陸安全。

3 結(jié)束語

自轉(zhuǎn)著陸對直升機來說是非常危險的科目，難以開展飛行試驗，對無人直升機來說，進行飛行試驗難度更大。因此，需進行大量的分析和驗證工作，在考慮各種不確定性和干擾的情形下，對觸地位置、觸地速度、下降速率和觸地姿態(tài)進行分析，確保自轉(zhuǎn)下滑策略可靠、安全。仿真試驗表明，在一定的條件和合適的控制策略下，無人直升機能夠?qū)崿F(xiàn)平穩(wěn)自轉(zhuǎn)著陸，而且通過下滑飛行航跡控制，可以控制無人直升機飛行至安全區(qū)域進行著陸，盡可能地避免對地面人員的傷害。

[1] Lee A Y, Bryson A E Jr, Hindson W S. Optimal landing of helicopter in autorotation[R].Palo Alto:Stanford University,1986.

[2] Gebhard A. Flight path calculations for a helicopter in autorotive landing[R].Amsterdam: National Aerospace Lab,1992.

[3] Karapetyan G R. Mi-26 autorotional landings[R].Moscow: Mil Helicopter Plan,1993.

Design and Simulation of Autorotation Landing Control for Unmanned Helicopter

PANG Xiaonan1，LAI Shuiqing2

(1.PLA Navy Submarine Academy, Qingdao 266000, China；2.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The control method of emergency landing by autorotation for the conventional unmanned helicopter was researched while its engine was cutoff in flight, the control strategy of autorotation landing was developed and validated by simulation.

unmanned helicopter；autorotation landing；flight control

2015-09-02

龐曉楠(1979-)，男，山東濟南人，博士，講師，主要研究方向：無人機飛行控制。

1673-1220(2015)04-024-06

V249.122+.5；V279

A