论文部分内容阅读
摘 要：无人驾驶自转旋翼机，简称无人旋翼机，是一种以自转旋翼作为升力面，螺旋桨推/拉力为前进动力的旋翼飞行器，具有其独特的优点：可以短距离起飞着陆且起飞着陆的速度很低，容易保证起飞着陆的安全；操纵灵活，无动力下滑能力强，飞行中不会失速；旋翼机结构简单，不需安装昂贵笨重的减速器等传动机构，也不需要复杂的桨距/油门协调操纵机构以及液压助力系统等，且自转旋翼气动效率高，自转工作状态好，振动水平和噪声都比直升机小。基于此，本文主要对自转式无人旋翼机飞行控制技术进行分析探讨。
关键词：自转式无人旋翼机；飞行控制；技术研究
1 前言
无人旋翼机滑跑起飞的关键是纵横向姿态保持和侧向滑移控制，以及垂向爬升速度控制，避免离地前姿态角过大和侧向滑移引起触地倾翻。滑跑起飞要求无人旋翼机自动保持平衡状态起飞，姿态限制在约束范围内，离地时姿态变化很小，反馈控制量较弱。因此，笔者提出一种纵横向利用地面支撑力、姿态和滑移反馈控制，并通过高度指令牵引控制升降速度的自主滑行起飞策略，并在某无人旋翼机试飞试验中被成功应用。
2 起飞控制策略
首先，离地前旋翼拉力尚不足拉起飞机，多余部分重力通过前轮和主轮卸载到地面上，地面支撑力、飞机重力和旋翼拉力维持力和力矩平衡，前轮与主轮先后离地，飞机逐渐失去地面约束，仅由重力、发动机推力和旋翼拉力产生力矩，而发动机推力在飞机对称面内与机体轴纵轴平行，因此，要求无人旋翼机起飞时旋翼拉力尽量保持在纵向对称面内，以免离地后滚转力矩失去平衡，引起侧向滑移，导致起飞触地；其次，离地前，由于地面约束无法借助俯仰角反馈控制旋翼拉力产生的俯仰力矩，为此在主轮起落架和后轮安装力传感器感受地面垂向力。离地前要求左右2个主轮受到地面支撑力相等，后轮保持悬空，即
、
离地爬升后，失去地面约束，无法再利用地面支撑力反馈控制，故引入姿态及侧向位移反馈抑制姿态变化及横侧向滑移。
kNr为后轮直接力反馈系数，kq为俯仰角速率阻尼反馈系数，w为外界风扰动，Gθ（s）为俯仰姿态控制器，GH（s）为高度控制器，δT为发动机油门舵操纵量，δe为桨盘纵向俯仰操纵量，协调输出机构根据实验拟合数据，得出旋翼拉力与发动机推力的间接关系，给出δT与δe的输出量，保证俯仰姿态平衡。机轮受地面的摩擦为滑动摩擦，对飞机姿态影响很小，忽略不计。对于纵向控制，只需要保持姿态平稳，飞机就可平稳爬升。对于横侧向，除了保持姿态平稳，侧向滑移的抑制更为重要。kNy为主轮直接力反馈系数；pk为滚转角速率反馈系数；vk为侧滑速率反馈系数；rk为偏航角速率反馈系数；w为外界风扰动；Gφ（s）和Gψ（s）为姿态控制器；Gyφ（s）和Gyψ（s）为滑移控制器；δa为桨盘横向滚转操纵量；δr为方向舵操纵量。滚转姿态角φ受强约束，引入变参数饱和环节Mφ，其特性为
φi和φo分别为该环节的输入和输出。离地后，Mφ使得控制器在姿态约束的前提下抑制滑移。地面支撑力、姿态和滑移控制共同确保起飞平稳，两者相互补充。高度控制的稳定性对起飞安全也至关重要，但在地面滑行阶段旋翼拉力还不足以拉起飞机，若直接采用高度闭环控制，易导致离地升降速度较大，不利于起飞安全，故不宜直接采用高度闭环策略。
3 地面小高度滑跑起飞试验
小高度试飞即飞行高度较小，以验证控制方案的有效性。对象无人旋翼机重150kg，单片桨叶长4m。试飞环境为：跑道场地平坦近似无坡度，风速约3.9r/min。考虑风转旋翼的特点，在选择滑跑起飞方向上，尽量选择与风速平行的方向迎风起飞，减少机体所受的侧风。试验前，开启发动机，并将旋翼预转达到40r/min左右，开始遥测数据接收计时，然后发出指令让飞机加大油门，增加发动机推力，进行自主滑跑起飞。当爬升到40m高度，飞机进入平直飞状态，然后开启地面控制，操纵飞机返航降落。接收遥测数据，绘制飞机自主起飞段的相对高度、桨盘和机身俯仰角以及侧向运动曲线
某型无人旋翼机采用高重心配置，发动机推力增加，前飞速度增加，旋翼拉力随之增加，俯仰力矩仍保持平衡，但旋翼拉力增加可以拉起飞机，因此，旋翼桨盘俯仰角尚未增加，飞机便可离地，桨盘及机身尚无俯仰姿态变化，机体已离地，这一特征类似直升機。此时飞机离地高度很小，该型旋翼机旋翼桨盘有+10°的初始安装角，为保持机身姿态在约束范围内，防止后轮或旋翼桨盘后倾触地，不必增加旋翼桨盘俯仰角。在爬升阶段，增加桨盘俯仰角的同时，增加发动机推力，因此机身姿态角响应较之旋翼有滞后，但滞后时间很短。当飞机爬升到指定高度后，再恢复俯仰姿态角。飞机在地面滑行阶段，受地面约束，滚转角基本为零。
离地后，因旋翼前行桨叶与后行桨叶受空气动力不对称，及受侧风干扰等因素影响，造成桨盘拉力侧倾，使机身产生约3°的横滚，产生侧向滑移，为防止触地，及时操纵旋翼横滚，将飞机拉回航线。起飞过程中，飞机产生了4m左右的侧向滑移。航向角的响应相对侧向滑移有滞后，这是因为飞机先获得侧向滑移速度，再产生侧滑角，方向舵在侧风的作用下，产生气动力消除侧滑，这时应控制航向，避免飞机偏离航线。为防止产生气流角过大，航向角的操纵应配合滚转控制，主要利用滚转产生侧力，将飞机拉回航线，航向控制作为辅助手段，故航向角比滚转角先恢复到零。当航向角和滚转角先后恢复到零以后，由于惯性作用，飞机仍会滑移。
4 结论
通过对某型无人旋翼机滑跑近地约束分析，提出了起飞过程纵横向通道采用地面支撑力、姿态和侧滑反馈控制，降低了触地倾翻风险，实现了安全平稳起飞。该研究对实现无人旋翼机完全自主飞行尤其是舰载起飞具有一定的意义。
参考文献
[1]盛守照，王道波，姜斌，等.一种无人直升机自动起降控制策略[J].航空学报，2010，31（2）：363-367.
[2]王俊超.旋翼机高速型总体方案设计研究[D].南京：南京航空航天大学，2010.
关键词：自转式无人旋翼机；飞行控制；技术研究
1 前言
无人旋翼机滑跑起飞的关键是纵横向姿态保持和侧向滑移控制，以及垂向爬升速度控制，避免离地前姿态角过大和侧向滑移引起触地倾翻。滑跑起飞要求无人旋翼机自动保持平衡状态起飞，姿态限制在约束范围内，离地时姿态变化很小，反馈控制量较弱。因此，笔者提出一种纵横向利用地面支撑力、姿态和滑移反馈控制，并通过高度指令牵引控制升降速度的自主滑行起飞策略，并在某无人旋翼机试飞试验中被成功应用。
2 起飞控制策略
首先，离地前旋翼拉力尚不足拉起飞机，多余部分重力通过前轮和主轮卸载到地面上，地面支撑力、飞机重力和旋翼拉力维持力和力矩平衡，前轮与主轮先后离地，飞机逐渐失去地面约束，仅由重力、发动机推力和旋翼拉力产生力矩，而发动机推力在飞机对称面内与机体轴纵轴平行，因此，要求无人旋翼机起飞时旋翼拉力尽量保持在纵向对称面内，以免离地后滚转力矩失去平衡，引起侧向滑移，导致起飞触地；其次，离地前，由于地面约束无法借助俯仰角反馈控制旋翼拉力产生的俯仰力矩，为此在主轮起落架和后轮安装力传感器感受地面垂向力。离地前要求左右2个主轮受到地面支撑力相等，后轮保持悬空，即
、
离地爬升后，失去地面约束，无法再利用地面支撑力反馈控制，故引入姿态及侧向位移反馈抑制姿态变化及横侧向滑移。
kNr为后轮直接力反馈系数，kq为俯仰角速率阻尼反馈系数，w为外界风扰动，Gθ（s）为俯仰姿态控制器，GH（s）为高度控制器，δT为发动机油门舵操纵量，δe为桨盘纵向俯仰操纵量，协调输出机构根据实验拟合数据，得出旋翼拉力与发动机推力的间接关系，给出δT与δe的输出量，保证俯仰姿态平衡。机轮受地面的摩擦为滑动摩擦，对飞机姿态影响很小，忽略不计。对于纵向控制，只需要保持姿态平稳，飞机就可平稳爬升。对于横侧向，除了保持姿态平稳，侧向滑移的抑制更为重要。kNy为主轮直接力反馈系数；pk为滚转角速率反馈系数；vk为侧滑速率反馈系数；rk为偏航角速率反馈系数；w为外界风扰动；Gφ（s）和Gψ（s）为姿态控制器；Gyφ（s）和Gyψ（s）为滑移控制器；δa为桨盘横向滚转操纵量；δr为方向舵操纵量。滚转姿态角φ受强约束，引入变参数饱和环节Mφ，其特性为
φi和φo分别为该环节的输入和输出。离地后，Mφ使得控制器在姿态约束的前提下抑制滑移。地面支撑力、姿态和滑移控制共同确保起飞平稳，两者相互补充。高度控制的稳定性对起飞安全也至关重要，但在地面滑行阶段旋翼拉力还不足以拉起飞机，若直接采用高度闭环控制，易导致离地升降速度较大，不利于起飞安全，故不宜直接采用高度闭环策略。
3 地面小高度滑跑起飞试验
小高度试飞即飞行高度较小，以验证控制方案的有效性。对象无人旋翼机重150kg，单片桨叶长4m。试飞环境为：跑道场地平坦近似无坡度，风速约3.9r/min。考虑风转旋翼的特点，在选择滑跑起飞方向上，尽量选择与风速平行的方向迎风起飞，减少机体所受的侧风。试验前，开启发动机，并将旋翼预转达到40r/min左右，开始遥测数据接收计时，然后发出指令让飞机加大油门，增加发动机推力，进行自主滑跑起飞。当爬升到40m高度，飞机进入平直飞状态，然后开启地面控制，操纵飞机返航降落。接收遥测数据，绘制飞机自主起飞段的相对高度、桨盘和机身俯仰角以及侧向运动曲线
某型无人旋翼机采用高重心配置，发动机推力增加，前飞速度增加，旋翼拉力随之增加，俯仰力矩仍保持平衡，但旋翼拉力增加可以拉起飞机，因此，旋翼桨盘俯仰角尚未增加，飞机便可离地，桨盘及机身尚无俯仰姿态变化，机体已离地，这一特征类似直升機。此时飞机离地高度很小，该型旋翼机旋翼桨盘有+10°的初始安装角，为保持机身姿态在约束范围内，防止后轮或旋翼桨盘后倾触地，不必增加旋翼桨盘俯仰角。在爬升阶段，增加桨盘俯仰角的同时，增加发动机推力，因此机身姿态角响应较之旋翼有滞后，但滞后时间很短。当飞机爬升到指定高度后，再恢复俯仰姿态角。飞机在地面滑行阶段，受地面约束，滚转角基本为零。
离地后，因旋翼前行桨叶与后行桨叶受空气动力不对称，及受侧风干扰等因素影响，造成桨盘拉力侧倾，使机身产生约3°的横滚，产生侧向滑移，为防止触地，及时操纵旋翼横滚，将飞机拉回航线。起飞过程中，飞机产生了4m左右的侧向滑移。航向角的响应相对侧向滑移有滞后，这是因为飞机先获得侧向滑移速度，再产生侧滑角，方向舵在侧风的作用下，产生气动力消除侧滑，这时应控制航向，避免飞机偏离航线。为防止产生气流角过大，航向角的操纵应配合滚转控制，主要利用滚转产生侧力，将飞机拉回航线，航向控制作为辅助手段，故航向角比滚转角先恢复到零。当航向角和滚转角先后恢复到零以后，由于惯性作用，飞机仍会滑移。
4 结论
通过对某型无人旋翼机滑跑近地约束分析，提出了起飞过程纵横向通道采用地面支撑力、姿态和侧滑反馈控制，降低了触地倾翻风险，实现了安全平稳起飞。该研究对实现无人旋翼机完全自主飞行尤其是舰载起飞具有一定的意义。
参考文献
[1]盛守照，王道波，姜斌，等.一种无人直升机自动起降控制策略[J].航空学报，2010，31（2）：363-367.
[2]王俊超.旋翼机高速型总体方案设计研究[D].南京：南京航空航天大学，2010.