崔津銘 史振良

摘 要：無(wú)人駕駛自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，簡(jiǎn)稱無(wú)人旋翼機(jī)，是一種以自轉(zhuǎn)旋翼作為升力面，螺旋槳推/拉力為前進(jìn)動(dòng)力的旋翼飛行器，具有其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)：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(wú)動(dòng)力下滑能力強(qiáng)，飛行中不會(huì)失速；旋翼機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，不需安裝昂貴笨重的減速器等傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，也不需要復(fù)雜的槳距/油門協(xié)調(diào)操縱機(jī)構(gòu)以及液壓助力系統(tǒng)等，且自轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)效率高，自轉(zhuǎn)工作狀態(tài)好，振動(dòng)水平和噪聲都比直升機(jī)小。基于此，本文主要對(duì)自轉(zhuǎn)式無(wú)人旋翼機(jī)飛行控制技術(shù)進(jìn)行分析探討。

關(guān)鍵詞：自轉(zhuǎn)式無(wú)人旋翼機(jī)；飛行控制；技術(shù)研究

1 前言

無(wú)人旋翼機(jī)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(guò)大和側(cè)向滑移引起觸地傾翻。滑跑起飛要求無(wú)人旋翼機(jī)自動(dòng)保持平衡狀態(tài)起飛，姿態(tài)限制在約束范圍內(nèi)，離地時(shí)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(guò)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(wú)人旋翼機(jī)試飛試驗(yàn)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(jī)，多余部分重力通過(guò)前輪和主輪卸載到地面上，地面支撐力、飛機(jī)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(jī)逐漸失去地面約束，僅由重力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力和旋翼拉力產(chǎn)生力矩，而發(fā)動(dòng)機(jī)推力在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)與機(jī)體軸縱軸平行，因此，要求無(wú)人旋翼機(jī)起飛時(shí)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(wú)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(gè)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(wú)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(dòng)，Gθ（s）為俯仰姿態(tài)控制器，GH（s）為高度控制器，δT為發(fā)動(dòng)機(jī)油門舵操縱量，δe為槳盤縱向俯仰操縱量，協(xié)調(diào)輸出機(jī)構(gòu)根據(jù)實(shí)驗(yàn)擬合數(shù)據(jù)，得出旋翼拉力與發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)輪受地面的摩擦為滑動(dòng)摩擦，對(duì)飛機(jī)姿態(tài)影響很小，忽略不計(jì)。對(duì)于縱向控制，只需要保持姿態(tài)平穩(wěn)，飛機(jī)就可平穩(wěn)爬升。對(duì)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(dòng)；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(qiáng)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(bǔ)充。高度控制的穩(wěn)定性對(duì)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(jī)，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(yàn)

小高度試飛即飛行高度較小，以驗(yàn)證控制方案的有效性。對(duì)象無(wú)人旋翼機(jī)重150kg，單片槳葉長(zhǎng)4m。試飛環(huán)境為：跑道場(chǎng)地平坦近似無(wú)坡度，風(fēng)速約3.9r/min。考慮風(fēng)轉(zhuǎn)旋翼的特點(diǎn)，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(jī)體所受的側(cè)風(fēng)。試驗(yàn)前，開(kāi)啟發(fā)動(dòng)機(jī)，并將旋翼預(yù)轉(zhuǎn)達(dá)到40r/min左右，開(kāi)始遙測(cè)數(shù)據(jù)接收計(jì)時(shí)，然后發(fā)出指令讓飛機(jī)加大油門，增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力，進(jìn)行自主滑跑起飛。當(dāng)爬升到40m高度，飛機(jī)進(jìn)入平直飛狀態(tài)，然后開(kāi)啟地面控制，操縱飛機(jī)返航降落。接收遙測(cè)數(shù)據(jù)，繪制飛機(jī)自主起飛段的相對(duì)高度、槳盤和機(jī)身俯仰角以及側(cè)向運(yùn)動(dòng)曲線

某型無(wú)人旋翼機(jī)采用高重心配置，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)，因此，旋翼槳盤俯仰角尚未增加，飛機(jī)便可離地，槳盤及機(jī)身尚無(wú)俯仰姿態(tài)變化，機(jī)體已離地，這一特征類似直升機(jī)。此時(shí)飛機(jī)離地高度很小，該型旋翼機(jī)旋翼槳盤有+10°的初始安裝角，為保持機(jī)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(shí)，增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力，因此機(jī)身姿態(tài)角響應(yīng)較之旋翼有滯后，但滯后時(shí)間很短。當(dāng)飛機(jī)爬升到指定高度后，再恢復(fù)俯仰姿態(tài)角。飛機(jī)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(dòng)力不對(duì)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(jī)身產(chǎn)生約3°的橫滾，產(chǎn)生側(cè)向滑移，為防止觸地，及時(shí)操縱旋翼橫滾，將飛機(jī)拉回航線。起飛過(guò)程中，飛機(jī)產(chǎn)生了4m左右的側(cè)向滑移。航向角的響應(yīng)相對(duì)側(cè)向滑移有滯后，這是因?yàn)轱w機(jī)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(dòng)力消除側(cè)滑，這時(shí)應(yīng)控制航向，避免飛機(jī)偏離航線。為防止產(chǎn)生氣流角過(guò)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(jī)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(jī)仍會(huì)滑移。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)某型無(wú)人旋翼機(jī)滑跑近地約束分析，提出了起飛過(guò)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(xiǎn)，實(shí)現(xiàn)了安全平穩(wěn)起飛。該研究對(duì)實(shí)現(xiàn)無(wú)人旋翼機(jī)完全自主飛行尤其是艦載起飛具有一定的意義。

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