無人機尾旋特性分析及其改出策略

屈高敏，李二博，李繼廣

(西安航空學院 飛行器學院，西安 710077)

0 引言

大迎角飛行能力是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機基本要求，也是各種民用飛行器操作過程中不可以避免的一種狀態(tài)。但是，大迎角飛行是一種十分危險的飛行狀態(tài)，是誘發(fā)尾旋事故的重要因素[1]。尾旋事故具有改出困難、傷亡率高等特點，是飛機面臨最危險的情景之一。據(jù)美國對2000年至2013年96起A類重大無人機事故統(tǒng)計報告顯示，無人機事故率遠高于有人機。其中，操作失誤引起的事故占到了總事故量的31%[2]。因此，提高無人機處理各種事故的應急能力至關重要。

尾旋是一種非線性特性強、狀態(tài)耦合嚴重、舵面操縱效率低的過失速飛行運動。所以，在尾旋狀態(tài)下，很難對無人機的飛行狀態(tài)進行調(diào)整。因此，根據(jù)尾旋發(fā)生的機理對各飛行狀態(tài)進行時序性控制至關重要[1]。文獻[3-5]指出，對尾旋飛行狀態(tài)認知識別是尾旋控制的關鍵。同時，由于舵面操縱效率限制，在對尾旋進行改出控制時，面臨著舵機速率飽和所引起的振蕩問題。

針對尾旋改出控制和舵機速率飽和問題，研究人員提出很多解決方法。黃漢橋等人在認識尾旋特性的基礎上，提出了動態(tài)逆設計方法[1]。劉凱提出了舵機飽和約束條件下的尾旋改出方法[6]。Sinha N K提出了滑?？刂品椒╗7]。Herrmann G針對飽和控制問題提出了動態(tài)逆方法[8]。Yildiz Y 應用控制分配方法解決了舵面飽和問題[9]。Backstepping設計方法具有處理非線性的能力，并且可以根據(jù)系統(tǒng)的相應要求，嚴格實現(xiàn)控制要求，相較于其它非線性控制方法具有明顯的優(yōu)勢[10-13]。另外，尾旋控制的時序性是十分適合應用Backstepping方法來處理。

本文針對無人機的尾旋特性，分析了尾旋發(fā)生的機理。并根據(jù)尾旋過程中，強非線性、耦合性和舵機速率飽和的問題，提出了時序控制策略。

1 尾旋機理分析

1.1 尾旋狀態(tài)下無人機的運動

某無人機圖片和尾旋下落時的狀態(tài)如圖1所示。從圖1可知，該機為一款大展弦比、電力驅動的常規(guī)布局無人機。在進入深度尾旋狀態(tài)后，無人機幾乎以垂直角度下墜。

圖1 某無人機實物和尾旋下落時的狀態(tài)

無人機進入尾旋后的墜落軌跡如圖2所示。從圖2可知，尾旋下墜過程中，無人機的運動狀態(tài)呈現(xiàn)螺旋下降軌跡。

圖2 無人機進入尾旋后的墜落軌跡

1.2 尾旋特性分析

無人機從穩(wěn)定飛行狀態(tài)到深度尾旋過程的姿態(tài)角響應如圖3～圖5所示。

圖3 無人機俯仰角響應

圖4 無人機滾轉角響應

圖5 無人機偏航角響應

無人機從平飛到尾旋的姿態(tài)響應過程可知，此次尾旋事故的直接誘因是俯仰角快速拉升使得無人機快速抬頭，從而造成迎角超過失速迎角而引發(fā)的。失速迎角狀態(tài)使得無人機升力減小，無人機快速低頭、滾轉墜落，引發(fā)尾旋事故。

1.3 尾旋機理分析

從該無人機尾旋事故實例和歷史上眾多的尾旋事故來看，尾旋事故的誘因大多為大迎角狀態(tài)下的失速。尾旋的直觀表現(xiàn)包括機翼自旋、航向發(fā)散和滾轉發(fā)散等等。

機翼自旋主要是由機翼上的法向力所引起，類似于氣動力(力矩)系數(shù)，定義無人機機翼自旋系數(shù)為CS，則：

CS=CLcosα+Cdsinα

(1)

式中，CL是升力系數(shù)，Cd是阻力系數(shù)，α是飛行迎角。

一般情況下，無人機的升阻比在10以上。因此，自旋系數(shù)中起主要作用的是升力系數(shù)。在失速迎角條件下，迎角增大，無人機的升力系數(shù)減小；迎角減小，無人機的升力系數(shù)卻增大。因此，此時自旋阻尼是使無人機自旋加速。

無人機機翼自旋則會引起側滑角的產(chǎn)生。側滑角的存在使得無人機左右機翼升力不對稱，使得無人機的航向發(fā)生改變。此時，無人機方向舵的方向穩(wěn)定性喪失，使得無人機航向發(fā)散。

同時，側滑還會引起無人機繞速度軸滾轉。無人機在繞速度矢量轉動時，會導致慣性耦合效應的產(chǎn)生。假設無人機在滾轉時的側滑角很小，則機體軸角速度到氣流坐標系的轉換可通過下式表示：

(2)

(psqsrs)T和(pqr)T分別為氣流坐標系和機體坐標系的角速度。則慣性力矩可表示為：

Mic=(Iz-Ix)pr

(3)

(4)

由式(3)和式(4)可得：

(5)

由式(5)可知，慣性耦合引起的俯仰力矩的大小和氣流坐標系下滾轉角速度的平方成正比，且隨2倍相對迎角的正弦值快速變化。慣性耦合力矩的存在使得無人機的迎角進一步增大。

2 尾旋控制策略

從上面分析可知，尾旋的根本原因是迎角太大而引起的失速和失速過程中伴隨著滾轉和偏航現(xiàn)象。因此，對尾旋改出的根本在于對迎角的控制。然而，深度尾旋狀態(tài)下直接控制無人機的迎角反而會帶來更加嚴重的后果。原因如下：第一，升降舵等控制舵面存在角速率限制和偏轉角度限制。在這些物理條件限制下，舵面的操縱效率不足以直接將無人機從失速狀態(tài)下改出。第二，在大迎角失速狀態(tài)下，無人機的氣動舵面操縱效率下降。第三，在滾轉角較大的情況下，對無人機的迎角進行控制會增加無人機的慣性耦合上仰力矩，使得失速情況更加惡化。

因此，對尾旋的改出控制要在降低滾轉和偏航的前提下進行。也就是說，尾旋改出控制的關鍵是控制指令下達的時序特性。根據(jù)以上分析，則對尾旋改出的控制順序如下：

Step 1：抑制滾轉。主要依靠副翼舵面，對尾旋改出控制首先要給出滾轉控制指令，以消除滾轉帶來的慣性耦合力矩。

Step 2：減小迎角。對迎角控制是尾旋改出的核心。當無人機的滾轉降低之后，迅速給出迎角控制指令。對迎角的控制一般采用升降舵。但是，此時升降舵的操縱效率依然很低。因此，該步驟對迎角控制的目的僅僅是將無人機的迎角減小到失速迎角之下。

Step 3：姿態(tài)控制。當無人機的迎角減小到失速迎角之后，接下來應對無人機的姿態(tài)進行調(diào)整。如果無人機還具有一定的高度，應保持一段時間的俯沖加速，使得無人機重新獲得速度，以提高接下來尾旋改出氣動舵面的操縱效率。

Step 4：當無人機獲得一定的速度，滾轉和偏轉得到有效抑制后，給出拉平和爬升指令，使得無人機從尾旋俯沖狀態(tài)下改出。

這種時序控制策略不僅針對尾旋特性進行了針對性的操作，而且避免多通道控制帶來的耦合影響。

3 結語

本文通過一起事故，分析了無人機尾旋事故機翼自旋、航向發(fā)散和滾轉發(fā)散等現(xiàn)象發(fā)生的機理，并在尾旋機理分析的基礎上，得出了尾旋改出的關鍵在于對迎角的控制。分析了在深度尾旋狀態(tài)下，直接控制無人機的迎角反而會帶來更加嚴重的后果，通過采用時序控制策略，有效解決了尾旋控制面臨著氣動舵面操縱效率低、耦合嚴重，以及控制舵面的角速率飽和而誘發(fā)姿態(tài)振蕩等問題。