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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