王剛強

摘要：無人直升機著陸過程的關(guān)鍵是下降速度的平穩(wěn)控制和位置的精確控制，以避免較大的速度觸地或偏離著陸點過遠(yuǎn)引發(fā)的安全風(fēng)險。針對該問題提出了一種無人直升機著陸過程邊界安全保護策略，利用高度通道控制律切換和總距自動配平解決下降速度異常，通過高精度位置控制律以及垂向和位置回路的協(xié)同解決位置偏差。通過半物理實時仿真驗證了該控制方法的有效性。

關(guān)鍵詞：無人直升機;著陸;位置控制;下降速度

中圖分類號：V249.1 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1007-9416（2019）06-0004-03

0 引言

無人直升機具備可垂直起降的飛行能力，隨著逐步推向應(yīng)用，其可垂直起降的特點是其應(yīng)用的顯著優(yōu)勢。同時在進(jìn)行垂直著陸時，此時相對于前飛狀態(tài)，直升機穩(wěn)定性變?nèi)?。由于著陸過程為近地階段，風(fēng)場環(huán)境變化復(fù)雜，著陸場地的限制，可能出現(xiàn)接近或超出安全邊界的情況。本文針對無人直升機著陸的邊界保護控制進(jìn)行研究，提出邊界保護控制策略，并進(jìn)行了控制律設(shè)計和仿真驗證。

1 控制策略設(shè)計

1.1 著陸過程描述

無人直升機完成飛行任務(wù)后，進(jìn)入回收點上空懸停等待著陸，根據(jù)操縱權(quán)限可以分為人工著陸和自動著陸兩種方式。人工著陸為地面站操縱人員發(fā)出操縱指令，在著陸過程中，縱橫通道和航向通道處于混合控制方式，即當(dāng)操縱人員不進(jìn)行操縱時，控制通道處于控制保持狀態(tài)，總距通道處于人工全權(quán)限控制。自動著陸為飛控系統(tǒng)自動執(zhí)行著陸流程，為應(yīng)對突發(fā)情況人工操縱量隨時可以進(jìn)行干預(yù)。著陸過程可分為三個階段：懸停位置調(diào)整、穩(wěn)定下降、觸地階段[1]。

（1）懸停位置調(diào)整階段。飛機前飛進(jìn)場，縱向控制通道采用速度控制，橫向控制通道采用航跡側(cè)偏控制。完成減速后，懸停位置需要再進(jìn)行調(diào)整，以保證懸停在回收點正上空，并保持定點懸停，為著陸作準(zhǔn)備。（2）穩(wěn)定下降階段。此階段直升機總距控制通道實時跟蹤下降速度指令，位置控制通道和航向都是保持控制。下降速度指令分段處理，當(dāng)?shù)匦^(qū)外時，以較快速度下降，進(jìn)入地效區(qū)后，氣動特性發(fā)生較大變化，為保證穩(wěn)定，需要考慮起落架抗沖擊能力，采用較小的安全速度下降。同時由于飛機已經(jīng)距離地面較近，由于受到回收點附近地面狀態(tài)、建筑物、樹木等障礙物的限制，對縱橫向的位置控制精度提出著很高要求。（3）觸地階段。當(dāng)直升機接近觸地時，直升機處于高總距狀態(tài)，在臨界狀態(tài)如果受到氣流擾動容易出現(xiàn)地面滑動的危險狀態(tài)，應(yīng)該快速減小總距。在地面狀態(tài)下，縱橫向位置如果存在偏差，在積分作用下，會出現(xiàn)槳盤傾斜以修正位置偏差，所以此時應(yīng)斷開縱橫向控制。發(fā)動機由額定狀態(tài)過渡至慢車、暖車、怠速和停車，完成整個著陸過程。由人工著陸和自動著陸的處理過程，可以看出下降階段著重需要對下降速度和位置的邊界保護控制進(jìn)行重點研究。

1.2 位置保護策略設(shè)計

這里采用一種基于非線性反饋的高精度位置控制律，提升位置控制的抗擾性能。另外考慮到無人直升機受到超出能力的強陣風(fēng)干擾時，容易出現(xiàn)較大位置偏差，超出安全范圍，此時如果繼續(xù)著陸，就會發(fā)生安全事故。因此需要設(shè)計位置偏差安全保護策略，改變垂向控制和位置控制相互獨立，無法協(xié)同解決著陸風(fēng)險的問題。位置安全保護策略如圖1所示。

通過高精度位置控制實現(xiàn)著陸范圍在安全范圍內(nèi)，高精度位置控制的橫側(cè)向速度指令由位置偏差產(chǎn)生;當(dāng)著陸位置超出邊界后，說明高精度位置控制已經(jīng)無法平衡干擾，應(yīng)立刻報警，然后減小下降速度，進(jìn)入升降速度零速度保持狀態(tài)。判斷當(dāng)前高度是否能夠保證飛機安全，如果高度不足則轉(zhuǎn)為爬升狀態(tài)，直到安全高度。直升機高度通道進(jìn)入定高狀態(tài)后，等待位置回路逐漸消除位置偏差，待飛機重新回到位置安全范圍后重新啟動下降過程，如果等待了30s依然無法消除過大的位置偏差，則終止自動著陸，采用人工操縱方式應(yīng)急處置，如果此時測控鏈路異常，為防止始終無法著陸的風(fēng)險，繼續(xù)下降完成自動著陸。

1.3 下降速度保護策略設(shè)計

無人直升機在著陸控制中，如果下降速度過大，會使旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)，然后旋翼產(chǎn)生的力混亂、減小，直升機很容易失去高度。所以，必須嚴(yán)格控制下降速度，避免進(jìn)入渦環(huán)。另外由于飛機結(jié)構(gòu)抗沖擊能力限制，也必須對觸地瞬間的下降速度進(jìn)行約束，因此需要綜合兩者。當(dāng)直升機下降速度大于下降速度保護時，需要進(jìn)入下降速度應(yīng)急保護，垂向控制通道立刻接入定高，并啟動總距自動配平，進(jìn)入定高等待。判定高度是否安全，若高度足夠，則進(jìn)入懸停等待狀態(tài)，然后判定測控鏈路狀態(tài)，如果測控正常則等待地面站人員指令，若測控鏈路失效，則懸停等待15秒后重新開始下降過程。若低于安全高度，則在總距配平的同時繼續(xù)完成著陸過程。著陸下降速度保護策略如圖2所示。

2 控制律設(shè)計

2.1 位置控制律設(shè)計

位置控制按照操縱通道分為縱向位置控制和側(cè)向位置控制，姿態(tài)控制作為位置控制內(nèi)回路，和位置控制回路并聯(lián)實現(xiàn)無人直升機懸停小速度段位置保持和跟蹤。這里為了提高位置控制的控制功效，以保證位置控制精度，采用非線性PID的方法，該方法核心思想為變增益控制策略[2]。當(dāng)位置偏差很大時，采用常規(guī)位置控制律，主要通過人工遙調(diào)逐漸減小位置偏差，可以起到保障飛行安全的作用。當(dāng)位置偏差到達(dá)一定范圍內(nèi)后，采用非線性反饋實現(xiàn)變增益控制，隨著偏差變小增益增大。當(dāng)位置偏差很小時，如果控制增益很大，容易引發(fā)過零震蕩的穩(wěn)定性問題，需要對控制增益進(jìn)行限幅。位置控制增益期望變化曲線如圖3所示。

縱向和側(cè)向位置控制律結(jié)構(gòu)相同，這里以縱向位置控制為例，如式（1）所示，式中為縱向周期變距配平，為俯仰角配平。

2.2 垂向控制律設(shè)計

垂向控制律的控制的目標(biāo)為高度和垂向速度。控制律結(jié)構(gòu)如圖4所示，采用高度和升降速度控制環(huán)節(jié)串聯(lián)結(jié)構(gòu)，由高度偏差生成升降速度指令，升降速度控制采用比例-積分-微分型（PID）控制結(jié)構(gòu)，垂向加速度改善垂向速度響應(yīng)過程的阻尼特性，積分向改善高度和升降速度的控制精度。另外，增加垂向速度邊界閾值判定，以及由位置控制律引入縱向和側(cè)向位置偏差進(jìn)行位置邊界閾值判定，對高度控制回路的通斷進(jìn)行附加控制，實現(xiàn)邊界保護控制策略。控制律結(jié)構(gòu)圖4和式（2）所示。式中，為總距配平，為垂向總距自動配平，為人工操縱總距量。

3 仿真驗證

基于半物理實時仿真環(huán)境設(shè)計了兩項仿真科目，分別驗證位置邊界保護控制和下降速度邊界保護控制[3]。仿真科目一：地面海拔高度為20m，樣例無人直升機由離地30m高度懸停保持狀態(tài)進(jìn)入自主著陸流程，在下降過程中模擬風(fēng)擾動，加入幅值10m/s的側(cè)向水平陣風(fēng)，模擬側(cè)向位置超過邊界。對比分析三種控制方式：（a）無位置邊界保護+常規(guī)位置控制律;（b）位置邊界保護+常規(guī)位置控制律;（c）位置邊界保護+高精度位置控制律。仿真科目二：在下降過程中模擬下降速度異常波動，注入總距波動-4°，驗證下降速率保護功能。

由圖5可以看出，在陣風(fēng)擾動加入后，控制方式a位置偏差迅速增大，在觸地時，側(cè)向位置偏差3.5m;控制方式b當(dāng)位置偏差到達(dá)閾值時，進(jìn)入了高度保持狀態(tài)，位置控制有更多時間消除位置偏差，在觸地時位置偏差1.3m;控制方式c采用非線性PID位置控制相對于常規(guī)位置控制，位置控制精度得到了明顯提升，在10m/s風(fēng)擾動環(huán)境下，可以保證位置偏差在安全范圍內(nèi)，在觸地時位置偏差為0.9m。由圖6可以看出當(dāng)注入總距波動時，下降速率突然增大，觸發(fā)下降速率保護機制，下降速度迅速得到抑制，當(dāng)不進(jìn)行邊界保護時，觸地速度為-6m/s，接入下降速度保護后觸地速度為-0.5m/s，無人直升機可以安全著陸。

4 結(jié)語

本文針對無人直升機著陸提出了一種針對位置偏差和下降速度的邊界保護策略，設(shè)計了位置控制律和垂向控制律，通過半物理實時仿真系統(tǒng)模擬實際著陸過程，驗證了該控制方法能夠很好解決著陸過程的安全邊界保護問題。

參考文獻(xiàn)

[1] 韓京清.自抗擾控制技術(shù)：估計補償不確定因素的控制技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008.

[2] 尹亮亮，黃一敏.無人直升機高精度位置控制[J].飛行力學(xué)，2012，30（4）：324-327.

[3] Tanner O， Geering H P. Position an autonomous helicopter with high accuracy using robust controllers[C].AIAA Guidance， Navigation， and Control Conference and Exhibit. Montreal：AIAA，2001：1-17.

Research on Boundary Protection Control Technology for Unmanned Helicopter Landing Process

WANG Gang-qiang

（China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen Jiangxi? 333001）

Abstract：To avoid safety risk caused by high speed landing or deviation from landing point， the key is the stability of descent speed control and the precision of position control for the landing process of unmanned helicopter. In order to solve this problem， a boundary control strategy for unmanned helicopter landing process is proposed， which used vertical control law switching and collective automatic trim to solve the abnormal descent speed， solving excessive position deviation is by means of high precision position control law and cooperation between vertical and position loop. The effectiveness of the control method is verified by hard-in-loop real-time simulation.

Key words：UAH; landing; position control; descent speed