無人直升機自轉著陸控制設計與仿真驗證

龐曉楠，賴水清

(1.中國人民解放軍海軍潛艇學院，山東 青島 266000；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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無人直升機自轉著陸控制設計與仿真驗證

龐曉楠1，賴水清2

(1.中國人民解放軍海軍潛艇學院，山東 青島 266000；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

針對常規構型無人直升機，研究在發生發動機空中停車的情況下，通過自轉下滑進行應急著陸的控制方法，制定自轉著陸控制策略，并通過仿真試驗進行驗證。

無人直升機；自轉著陸；飛行控制

0 引言

隨著無人直升機的快速發展和越來越多的使用，一個不容忽視的問題擺在我們面前，即飛行中忽然失去動力的無人直升機如何實現安全著陸。

據統計，因發動機失效引起的事故占直升機總事故的28.5%，自轉下滑是實現直升機安全著陸的唯一手段。發動機空中停車后，直升機旋翼扭轉力矩和反扭矩發生急劇變化，形成高度迅速下降、俯仰姿態忽然下俯和方向急偏的外部現象，直升機飛行員可根據當前飛行狀況，迅速進行相應的操作，操縱直升機進入自轉下滑飛行，實現安全著陸[1]。

自轉飛行是直升機特有的飛行狀態。在發動機空中停車的情況下，旋翼利用其原有的旋轉動能和直升機勢能仍能保持穩定的旋轉，利用旋翼自轉產生的拉力，可以操縱直升機進行垂直下降或滑翔。直升機自轉飛行過程中存在諸多約束、不確定性、干擾等因素，使得自轉著陸難度很大。自轉飛行的操作方法是由試飛員和飛行員們在長期的飛行實踐中總結出來的，目的是盡量充分地利用直升機的重力勢能和旋翼的旋轉動能，實現最小的著陸速度[2]。

對于無人直升機來說，當發生發動機空中停車故障時，自轉著陸成功與否關系到直升機平臺與機載設備，特別是地面人員的安全。為減小甚至避免事故造成的傷害，一方面在無人直升機設計階段需充分考慮其自轉性能，另一方面需設計可靠的自轉著陸控制功能，在發動機空中停車時，自動進入自轉下滑模態，控制無人直升機平穩著陸于安全地點[3]。

本文以常規單旋翼、單尾槳、滑橇起落架構型的無人直升機為對象，通過對其自轉著陸過程中諸多影響因素和需求的分析，研究制定自轉著陸控制策略，并進行仿真試驗驗證。

1 自轉著陸控制設計

1.1 自轉著陸要求

為了飛行安全，自轉著陸應滿足以下要求：

1)保證旋翼轉速

旋翼轉速是無人直升機飛行和操縱的基礎，在自轉下滑過程中，必須穩定旋翼轉速。

2)盡可能減小下降速率

下降速率過大會減少無人直升機滯空時間，減小航程，不利于安全著陸。同時，下降速率過大，不利于控制觸地下降速率，影響接地瞬間的安全。

3)盡量減小觸地速度和觸地下降速率

無人直升機采用滑撬式起落架，接地后通過滑撬觸地滑行減速，若觸地速度和下降速率過大會增加危險。

根據無人直升機自轉著陸需求，制定自轉著陸控制策略，如圖1所示。整個自轉著陸過程可分為四個階段：自轉建立段、穩定下滑段、末端拉起段和姿態改平段。

圖1 自轉著陸控制策略

1.2 自轉建立段控制策略

自轉建立段的任務是在發動機停車后，以最快速度恢復旋翼轉速，并進入自轉下滑狀態。據此，自轉建立段的控制策略為：

1)快速放開離合器：放開離合器可防止發動機運行阻力導致旋翼轉速快速下降，同時，放開離合器后，旋翼反扭力矩不會耦合到機身，可減小尾槳操縱負擔，有利于儲備旋翼旋轉動能。

2)快速將總距降到最低：通過將總距降到最低，使無人直升機快速建立下降速率，通過重力勢能轉化為旋翼旋轉動能，恢復旋翼轉速。

3)轉速穩定控制：當旋翼轉速恢復到正常范圍之后，接入轉速穩定控制，防止旋翼超轉。轉速控制通過總距操縱來實現，控制策略如圖2所示。

圖2 旋翼轉速控制策略

旋翼轉速穩定后，無人直升機進入到自轉下滑狀態。

旋翼轉速可以采用PI控制，控制結構如圖3所示。

圖3 旋翼轉速控制結構

給定旋翼轉速270rpm，對上述控制結構進行仿真驗證，仿真曲線如圖4所示。

圖4 下滑過程中旋翼轉速變化曲線

可以看出，PI控制可以有效控制旋翼轉速，建立穩定下滑。

1.3 穩定下滑段控制策略

穩定下滑段的任務是保證無人直升機以穩定軌跡角下滑。為了盡可能提高發動機停車后的飛行航程，并減小接地速度，穩定下滑段應盡可能減小下滑軌跡角。

根據直升機理論和試飛經驗，以下面方式進行下滑時，下滑軌跡角最小：

1) 以經濟旋翼轉速下滑；

2) 以經濟速度下滑。

根據穩定下滑段要求，該階段以旋翼轉速和速度控制為主。旋翼轉速控制如圖2所示，速度控制如圖5所示。

圖5 速度控制策略

速度控制結構可以采用常規速度控制策略，給定速度為設計出的經濟速度。仿真曲線如圖6。

圖6 下滑地速變化曲線

從曲線中可以看出，采用上述控制建立了穩定的下滑地速，滿足自轉著陸的需求。

1.4 末端拉起段控制策略

末端拉起段的任務是當無人直升機進入近地后，迅速拉起姿態和總距，拉平飛行軌跡，減小速度和下降速率，以減小觸地速度和觸地下降速率。

拉起操作通過抬高俯仰角來實現，拉起過程中無人直升機減速，在此過程中無人直升機動能向旋翼旋轉動能轉換，會導致旋翼轉速增大。為了防止旋翼超速，應提高總距。因此，拉起段的控制以姿態控制為主，伴隨總距的拉起控制。拉起姿態控制策略如圖7所示。

圖7 末端拉起控制策略

1.5 姿態改平段控制策略

姿態改平段的任務是在接地前調整姿態，保證無人直升機水平觸地，防止無人直升機以抬頭姿態觸地，引起尾槳觸地，造成直升機損壞。因此姿態改平段的控制仍以姿態控制為主。控制策略如圖8所示。

圖8 姿態改平控制策略

姿態控制采用常規的俯仰角控制律，仿真曲線如圖9所示。

圖9 俯仰角變化曲線

從俯仰角變化曲線中可以看出無人直升機在著陸時刻經歷了姿態迅速拉起和姿態迅速改平兩個階段，對姿態的控制是有效的。

2 自轉著陸控制仿真驗證

以飛控計算機為核心，對自轉著陸控制策略進行半物理仿真試驗驗證，仿真結果表明：無人直升機在發動機空中停車的情況下，能夠通過自轉下滑安全著陸，自轉著陸控制策略合理可行。

2.1 初始速度對自轉著陸的影響

對于相同的初始高度，在不同的初始速度下，自轉建立段有差異，隨著旋翼轉速的穩定和下降速率的穩定，逐漸進入穩定下滑段，直到最后拉起進入姿態改平段，最后平穩落地。仿真曲線如圖10-13所示。

圖10 初始速度對自轉著陸的影響-地速變化曲線

圖11 初始速度對自轉著陸的影響-高度變化曲線

圖12 初始速度對自轉著陸的影響-下降速率曲線

圖13 初始速度對自轉著陸的影響-旋翼轉速曲線

2.2 初始高度對自轉著陸的影響

對于相同的初始速度，在不同的初始高度下，自轉建立段相差無幾，穩定段的下降速率和旋翼轉速都保持在穩定值左右，只是由于高度不同造成穩定下滑段時間長短也相應不同。仿真曲線如圖14-17所示。

圖14 初始高度對自轉著陸的影響-地速變化曲線

圖15 初始高度對自轉著陸的影響-高度變化曲線

圖16 初始高度對自轉著陸的影響-下降速率曲線

圖17 初始高度對自轉著陸的影響-旋翼轉速曲線

2.3 旋翼轉速對自轉著陸的影響

不同旋翼轉速對下降速率和總距的變化有不同程度的影響，仿真曲線如圖18-21所示。當穩定下滑旋翼轉速較小時，穩定下降速率相比額定轉速時

圖18 旋翼轉速對自轉著陸的影響-地速變化曲線

圖19 旋翼轉速對自轉著陸的影響-高度變化曲線

圖20 旋翼轉速對自轉著陸的影響-下降速率曲線

圖21 旋翼轉速對自轉著陸的影響-旋翼轉速曲線

大，因此拉起時刻應該提前。當穩定下滑旋翼轉速較大時，穩定下降速率相比額定轉速時小，因此拉起時刻應該延后。

2.4 自轉著陸高度下邊界

選取初始高度為200m時，空中停車后仍能自轉下滑落地，但幾乎已經看不到穩定下滑過程，因此可以認為初始高度200m為自轉著陸下邊界。仿真曲線如圖22-25所示。

圖22 200m高度下自轉著陸地速變化曲線

圖23 200m高度下自轉著陸高度變化曲線

圖24 200m高度下自轉著陸下降速率變化曲線

圖25 200m高度下自轉著陸旋翼轉速變化曲線

2.5 結論

通過仿真試驗結果分析，可以得出以下結論：

1) 若無人直升機以經濟巡航速度和經濟旋翼轉速進行自轉下滑，下滑軌跡角最小，航程最長，能最有效地利用無人直升機能量，提高著陸安全性；

2) 拉起操作時機的選擇可能決定無人直升機能否安全著陸。若拉起過早，會導致旋翼轉速過早消耗，增大下降速率；若拉起過晚，則未能充分利用旋翼提供的能量，也會導致觸地時刻的速度和下降速率過大；

3) 若能精確預測航程，制定合理的S轉彎策略，會有利于提高觸地點位置精度，改善著陸安全。

3 結束語

自轉著陸對直升機來說是非常危險的科目，難以開展飛行試驗，對無人直升機來說，進行飛行試驗難度更大。因此，需進行大量的分析和驗證工作，在考慮各種不確定性和干擾的情形下，對觸地位置、觸地速度、下降速率和觸地姿態進行分析，確保自轉下滑策略可靠、安全。仿真試驗表明，在一定的條件和合適的控制策略下，無人直升機能夠實現平穩自轉著陸，而且通過下滑飛行航跡控制，可以控制無人直升機飛行至安全區域進行著陸，盡可能地避免對地面人員的傷害。

[1] Lee A Y, Bryson A E Jr, Hindson W S. Optimal landing of helicopter in autorotation[R].Palo Alto:Stanford University,1986.

[2] Gebhard A. Flight path calculations for a helicopter in autorotive landing[R].Amsterdam: National Aerospace Lab,1992.

[3] Karapetyan G R. Mi-26 autorotional landings[R].Moscow: Mil Helicopter Plan,1993.

Design and Simulation of Autorotation Landing Control for Unmanned Helicopter

PANG Xiaonan1，LAI Shuiqing2

(1.PLA Navy Submarine Academy, Qingdao 266000, China；2.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

The control method of emergency landing by autorotation for the conventional unmanned helicopter was researched while its engine was cutoff in flight, the control strategy of autorotation landing was developed and validated by simulation.

unmanned helicopter；autorotation landing；flight control

2015-09-02

龐曉楠(1979-)，男，山東濟南人，博士，講師，主要研究方向：無人機飛行控制。

1673-1220(2015)04-024-06

V249.122+.5；V279

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