無人直升機前飛抗側風控制技術

姜美齊，王剛強，胡 淼

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

相對固定翼無人機而言，無人直升機具有垂直起降和懸停、小速度飛行的能力，具備多種條件下快速機動部署和使用等優(yōu)勢。隨著無人直升機技術的發(fā)展，如何使無人直升機在復雜環(huán)境中仍能夠高效安全地執(zhí)行任務是促進無人直升機發(fā)展的關鍵，而大風環(huán)境下的飛行控制是其中的一個主要問題。由于無人直升機具備懸停、小速度飛行的能力，縱向風并不會對飛行安全造成太大影響，而側風則會大大降低飛行性能，影響航向通道的穩(wěn)定性。

目前在工程實踐中應用較為廣泛的是側滑法和側航法兩種抗風策略。這兩種策略對常規(guī)布局固定翼飛機、飛翼布局飛機都能實現其穩(wěn)定的抗風飛行，但仍存在一定的缺點和局限。使用側滑法抗風會降低無人直升機的飛行性能和發(fā)動機的實際工作效率，對尾槳通道也存在擾動作用明顯，甚至使尾槳通道控制量飽和等問題。而采用典型的側航法，又依賴于精確、可靠的側滑角信號的獲取。對于無人直升機而言，既難以獲取可靠的側滑角信號，也無法單獨依靠航向通道的靜穩(wěn)定性來實現側航法消側滑。

1 無人直升機系統(tǒng)模型

為了進行無人直升機前飛抗側風控制研究，并設計抗側風控制策略和控制律，首先對無人直升機系統(tǒng)進行簡化建模。如圖1所示，為地面坐標系，用于確定直升機姿態(tài)和航向：為地面選好的某點；為初始航向；為重力加速度正方向；由右手系確定。為機體坐標系，用于確定直升機在空中的姿態(tài)：為直升機重心；軸為縱軸，平行于機體構造基準線；軸垂直軸向下，且平面為機體縱向對稱面；軸為橫軸，垂直于平面，方向由右手系確定。建模過程中進行如下假設：

圖1 直升機系統(tǒng)示意圖

1) 忽略地球自轉和公轉對直升機的影響；

2) 直升機沒有彈性變形；

3) 直升機各部分的質量是不變的；

4) 直升機是關于自身左右對稱的。

采用小擾動線性化方法得出直升機線性化模型如式(1)所示：

(1)

其中，為系統(tǒng)矩陣，狀態(tài)變量=[]，為輸入矩陣，控制輸入=[]，為輸出矩陣。其中，，分別為俯仰角、滾轉角和偏航角；,,分別為縱向速度、側向速度和法向速度；,,分別為俯仰角速度、滾轉角速度和偏航角速度；,,,分別為縱向周期變距、橫向周期變距、總距和尾槳槳距。

2 側滑抗風控制和側航抗風控制

典型的側滑法與側航法抗側風控制策略的最顯著區(qū)別在于機頭指向是否朝來風方向偏轉。如圖2所示，側滑抗風是指無人直升機受到側風影響后，航向角保持不變，即機頭方向與地速方向保持一致，同時向來風方向額外維持一定的滾轉角，使橫向的水平分量與因側風產生的側力抵消，從而保持航跡角與指令航向一致。側航抗風是在無人直升機受到側風影響后，調整航向角，使機頭向來風方向偏轉，直到側滑角為零，此時無人直升機機頭方向與地速方向呈一定夾角，橫向通道處于前飛配平狀態(tài)，不受側滑影響。側滑抗風一方面會降低飛行品質與發(fā)動機效率，另一方面轉彎時風向突變可能導致航向通道控制品質下降甚至控制量飽和。側航抗風可以有效避免側滑法帶來的問題，但依賴于側滑角信號的獲取。如何獲取真實準確、高精度、低擾動的側滑角信號一直是工程上的一個難點。無人直升機的工作場景多處于低速包線范圍內，同時旋翼下洗氣流影響等因素更增加了可靠的側滑角信號的獲取難度，因此工程上大多數無人直升機不以側滑角作為控制輸入量，甚至不配備側滑角傳感器。如何在不具備側滑角傳感器的情況下實現側航法抗風控制，是將側航法應用于無人直升機抗側風控制工程實際的主要問題。本文提出的基于側向過載補償的控制策略可以實現這一目標。

圖2 側滑法和側航法示意圖

3 側向過載補償抗風控制

由于側向過載與側滑角存在如式(2)的關系，因此可以考慮使用側向過載信號替代側滑角信號進行航向通道的控制。

=+

(2)

其中，為測得的側向過載，為側力導數，為側向過載配平量。

在無人直升機橫向通道配平準確，即側向過載配平量準確的情況下，機體軸系下側向過載的變化能夠真實地反映出側滑角的變化。只要通過設計航向通道控制器和橫向通道控制器使得側向過載穩(wěn)定在配平值上，即可消除側向風引起的側滑。

3.1 航向通道控制器

航向通道控制器結構如圖3所示。

圖3 航向通道控制結構示意圖

航向通道控制器主要由航向角速率控制、航向角控制以及側向過載補償控制三部分構成。其中內環(huán)采用航向角速率的PI控制，外環(huán)為航向角的P控制，側向過載的PI控制作為角速率指令補償。在無側風情況下，側向過載補償量為0，航向角和航跡角都跟蹤指令航向。當受到側風影響，側向過載偏離配平值時，側向過載補償部分給出航向角速率指令，控制機頭向來風方向偏轉，以消除側滑；同時航向角控制部分繼續(xù)控制航跡角跟蹤指令航向，實現航跡穩(wěn)定飛行。

航向通道控制律如式(3)、式(4)：

(3)

(4)

3.2 橫向通道控制器

橫向通道控制結構如圖4。

圖4 橫向通道控制結構示意圖

橫向通道控制器主要由內環(huán)的滾轉角速率增穩(wěn)項和滾轉角的P控制、外環(huán)側向速度的PI控制和側偏距的P控制構成。在做航跡跟蹤飛行時，外環(huán)根據側向位置偏差產生側向速度指令，通過側向速度的比例積分控制消除側向位置偏差，實現精確的航跡跟蹤飛行。

橫向通道控制器控制律結構為式(5)-式(8)：

=_+_+

(5)

(6)

(7)

(8)

其中，為滾轉角速度；為滾轉角；為滾轉角指令，前飛時，為滾轉角配平量，航段交接處的協(xié)調轉彎時，為式(9)；為側向速度指令；為側向速度如式(10)；為側向位置偏差指令；為側向位置偏差。

=arctan()

(9)

=sin(-)

(10)

對于式(10)，直線段前飛時，為當前航段的目標航向；而在如圖5的航段交接處的前飛轉彎過程中，則為圓弧航跡切線方向。在航段交接處的轉彎過程中，不斷變化。航段交接處的可根據無人直升機實時位置和轉彎圓弧圓心位置求出；而轉彎圓弧圓心位置可通過航段P1-P2航向、P2航點位置以及轉彎提前量求出。

圖5 基于側向過載的航段轉彎示意圖

由于采用了基于側向過載補償的抗風策略，在轉彎過程中，即使無人直升機遭遇側風風力和風向的快速變化，機頭方向也能根據來風方向逐漸調整，消除因風向變化而產生的側滑。而采用側滑法時，只能依靠橫向通道滾轉角的強力偏轉抵抗側風影響。當側風過強時，航跡跟蹤品質將大幅下降，并且滾轉坡度過大可能導致掉高，甚至發(fā)生危險。

4 仿真驗證

以某型無人直升機數字仿真環(huán)境為平臺，進行航線飛行仿真試驗。注入風速為12 m/s的正北風，無人直升機沿航跡方向依次為180°，270°， 0°，90°的矩形航線以20 m/s空速做航跡跟蹤飛行。要求無人直升機功能正常，且航線保持精度為±30 m。

如圖6所示，在整個航線飛行過程中，由于側向過載補償控制的作用，無人直升機的航跡角始終跟蹤航向指令變化，而機頭指向的航向角則朝來風方向偏轉一定角度。

圖6 側向過載補償控制航向通道曲線

同時，由圖7的側滑角對比曲線可知，在整個航線飛行過程中，采用側滑法控制無法消除由外界風引起的側滑，在正左側和正右側風作用時，側滑角達到-26°和+26°。而采用基于側向過載補償的控制方法，則可以保持側滑角為0，即便在轉彎處由于風向突變，也能調整航向使側滑角逐漸減小至0。

圖7 側滑角對比曲線

圖8和圖9為飛行航跡曲線。以第一個航段交接轉彎為例，采用側滑法時，最大側偏距達41 m，而采用側向過載補償時最大側偏距為22 m。在整個飛行過程中，無人直升機功能正常。采用基于側向過載補償的控制方法能夠滿足航線保持精度要求，減小側偏距，提高航線跟蹤精度。

圖8 飛行航跡

圖9 航段交接處航跡

5 結束語

本文提出了基于側向過載補償的側航抗側風控制策略，設計了基于側向過載的航向通道控制器和橫向通道控制器，并進行了數字仿真試驗。仿真結果表明，與側滑抗側風相比，所設計的基于側向過載的抗風控制策略和控制律可以在不依賴側滑角信號的情況下，有效消除無人直升機在側風環(huán)境中飛行時的側滑角并保持穩(wěn)定，提升航線跟蹤精度，實現無人直升機在側風環(huán)境中安全、穩(wěn)定的飛行。