高原環境下的無人直升機關鍵技術研究

孫偉 宮元 張志清

惡劣的高原自然環境對無人直升機的飛行性能提出了更高要求。本文對高原特性進行了分析，對無人直升機的動力系統、旋翼系統、通信系統以及飛控策略等關鍵技術進行了研究和適應性改進。

我國地緣遼闊，地形復雜多樣，平原、高原、山地、丘陵、盆地五種地形齊備，山區面積廣大;地勢西高東低，大致呈三階梯狀分布，其中第一階梯為西南部的青藏高原，平均海拔在4000m以上，總面積約250萬平方千米，占全國面積約1/4。

青藏高原自然環境惡劣、人煙稀少、交通不便。在高原地區使用無人直升機執行安全巡查、公路巡檢、物流運輸、電力巡線、通信中繼等任務，可以大大提高作業效率，降低各類風險。

但高原地區海拔高，山脈起伏，地形復雜，空氣密度低，相對氣溫高，氣象條件復雜多變，對無人直升機的飛行性能提出了更高要求。國內現有的無人直升機尚不具備成熟的高原飛行性能，需要在動力、氣動、飛控、鏈路等方面進行大量適應性改進設計。

高原特性

氣壓和空氣密度低

隨著海拔的上升，空氣壓強和密度逐漸降低。由國際標準大氣環境（ISA）狀態下大氣密度與海拔高度的經驗公式：

式中，P_a為當地平均大氣壓，單位為kPa;H為當地海拔高度，單位為m。

再根據當地氣壓和溫度可得：ρ=P_a*29000/（8314/T）

（2）其中，T為絕對溫度，單位為K。

對于平均海拔4000～5000m的青藏高原，其大氣密度僅為海平面的580～670左右。

此外，隨著海拔的升高，太陽直射對地表溫度的影響也更加明顯。通常，在國際標準大氣環境下，海拔每升高1000m，大氣溫度約下降6.5℃。但高原地區受到太陽直射和地表輻射的影響，地面附近氣溫通常會比標準大氣高20～25℃左右。例如，達旺地區錯那縣海拔約4380m，其夏季平均高溫為13℃，比標準大氣高26℃;亞東縣城海拔約3057m，其夏季平均高溫為13℃，比標準大氣高18℃;阿里地區的日土縣城海拔約4364m，其夏季平均高溫為20℃，比標準大氣高33℃。（注：以上均依據中國氣象局公共氣象服務中心資料）

氣象環境復雜多變

青藏高原地區地勢較平坦，地表摩擦小，高原空氣稀薄，太陽輻射強且分布不均，容易造成冷熱不均，形成氣壓梯度，山區對流強烈，雷暴冰雹等天氣頻繁，同時青藏高原低緯度地區受西太平洋副熱帶高壓控制時間長，平均風速大。錯那縣地區4級以上風速占46%，亞東縣地區4級以上風速占63%，而日土縣地區4級以上風速占48%。

山區氣象情況比較復雜。主要表現在氣流紊亂，除了有山谷風、地方性風以外，還有比較強烈的升降氣流。亂流通常在日出后逐漸發展，午后達最強，隨后逐漸減弱。在迎風坡上，無人機受上升氣流抬舉而自動升高，在背風坡上受到下降氣流的影響而降低。下降氣流對飛行安全危害最為顯著，在下降氣流中飛行，無人直升機往往容易被下降氣流帶入背風坡的渦旋中。背風坡還可能出現滾筒狀氣流，在此強風場下，無人機極易短時間內失去控制。

山脈縱橫地理復雜

以青藏高原為例，南起喜馬拉雅山脈南緣，北至昆侖山、阿爾金山和祁連山北緣，西部為帕米爾高原和喀喇昆侖山脈，東及東北部與秦嶺山脈西段和黃土高原相接。山脈起伏、連綿不斷。又如喜馬拉雅山脈和帕米爾高原地區，群山起伏，連綿逶迤，雪峰群立，聳入云天。

這些地區的縣城及主要公路通常都是沿山谷修建，周邊都是高聳的山峰，通視條件差，對無人機的通信鏈路系統容易造成遮擋，影響任務執行和飛行安全。無人直升機關鍵技術

動力匹配

高原地區大氣壓強低、氣溫相對較高，從而空氣密度低，使得無人直升機需用功率上升。圖8為某500kg級高原無人直升機整機無地效懸停需用功率隨海拔高度的變化，在4000m時整機需用功率比海平面增加約34%對于未對高原地區優化設計的無人直升機，其整機需用功率對海拔高度更敏感。

同時，由于高海拔地區空氣密度降低，發動機吸入的空氣減少，同等工況下發動機的有效功率也將相應減少。

為了應對高原地區需用功率增加和發動機輸出功率的減少，最直接的措施就是采用大功率發動機或是在高原地區仍能保持較大功率的發動機。目前，無人直升機常用的發動機有渦軸發動機和活塞發動機（含轉子發動機），對這兩種不同特性的發動機需采用不同的高空策略。

（1）渦軸發動機的功率富余保證需求

渦軸發動機體積小、功率大、重量輕、附件少、振動也小，在眾多有人直升機上獲得了大量應用。

為滿足高原飛行的功率需求，采用渦軸發動機的直升機往往會換裝大功率動力，低海拔區域保持較多功率富余，高海拔地區將富余功率釋放使用。與追求大載重能力的低海拔直升機有所不同，高原型無人直升機的整個傳動系統可以按相對較小的功率設計，從而減輕傳動系統的結構重量。

對于輕小型無人直升機而言，小功率渦軸發動機由于功重比、油耗、配套減速器結構以及發動機成本等原因，應用并不很多。

（2）活塞發動機的渦輪增壓保持功率

小功率活塞發動機由于技術成熟、采購成本低、維護和使用簡單，在輕小型無人直升機上廣泛采用。為了應對高原空氣密度的降低，通常在活塞發動機上安裝有廢氣渦輪增壓器，通過渦輪增壓技術彌補氣壓的降低。成熟產品可以達到在3000m內輸出功率保持穩定，在6000m時輸出功率保持800以上的能力。

以常用Rotax系列發動機為例，下圖為其系列發動機的高原特性。其中Rotax91 2iS發動機未采用渦輪增壓，功率衰減很明顯，在4000m海拔時僅有600的功率;Rotax914發動機采用了壓比2.5的廢氣渦輪，但未采用中冷器，在4000m海拔時能保持850的功率，高空功率下降也比較明顯;如換裝壓比3.5的廢氣渦輪，并增加了中冷器，預期可以做到6000m使用仍能保持950的功率的理論水平。

高原增壓發動機對冷卻的要求尤為苛刻，除了常規的發動機水冷系統和滑油冷卻系統外，還要有高效的中冷系統，實現對進氣溫度的控制。高海拔地區空氣密度降低較多，空氣冷卻的效果會大打折扣，往往會采取混合冷卻的途徑。即使這樣，可能還需要同步加大各系統的散熱面積或提高散熱風速，這對小型無人直升機的安裝空間和載荷能力又帶來了更多的挑戰。

旋翼優化

隨著空氣密度的降低，直升機旋翼系統面臨的槳葉失速問題越來越突出，包括懸停狀態槳葉失速和前飛狀態后行槳葉失速問題等。隨著海拔的升高，空氣密度下降明顯。為了保持足夠的升力，旋翼總距會顯著加大。懸停或小速度狀態下，當槳葉剖面迎角接近或超過翼型最大失速迎角時，就會引起氣流分離，出現失速情況。在前飛狀態下，后行槳葉在旋翼揮舞的影響下迎角會大于前行槳葉，海拔升高時后行槳葉會更早出現失速情況，從而引起升力劇烈下降，振動增加。另外，為應對高原復雜多變的氣象條件，旋翼結構也需做相應的防冰/防蝕處理。

（1）采用高升力系數翼型

高原飛行的直升機往往采用具有大升力系數的槳葉翼型，但高升力系數的翼型通常具有較小的阻力發散馬赫數，即高速飛行時容易出現激波。實際工程設計往往會根據理論最高飛行速度來進行優化，如在槳葉外段選擇合適的同系列薄翼型布置，或采取一定的槳尖后掠來彌補等。

如UH-60“黑鷹”直升機，在設計初期采用的SC1095翼型最大升力系數約為1.2，設計定型時將SC1095翼型前緣下垂，形成新的SC1094R8翼型，其最大升力系數在低馬赫數下可達1.5，從而使黑鷹直升機具備很好的高原飛行特性。

下圖為“黑鷹”直升機采用的槳葉翼型及展向布置，在氣動效率最高的展向0.5～0.8處布置SC1094R8翼型，而在槳尖采用有較高阻力發散馬赫數的SC1095翼型來降低高速飛行時的槳葉阻力。

（2）降低槳葉載荷

因為有上述影響存在，翼型升力系數的提升有限。工程設計中還通過降低槳葉單位面積的升力載荷來有效延緩槳葉的失速。通常做法是增大槳葉弦長，也即增大旋翼實度。

圖10為某無人直升機在5000m海拔、溫度15℃環境下無地效懸停時槳葉弦長與旋翼需用功率的變化曲線。可以看出，在某一區間段內，旋翼需用功率會隨著槳葉弦長增大而逐步降低，超過此區間段，效果就不明顯。當弦長增大到一定程度后，槳葉型阻的增加會超過誘導阻力的減小，反而使得需用功率逐步增加。旋翼實度的增加也會導致旋翼系統結構重量增加，設計中需要根據發動機功率及任務剖面進行綜合權衡、全面優化，選取合適的實度參數。

（3）提高槳尖速度

提高槳尖速度可以顯著降低旋翼總距，從而延緩高原飛行狀態下的槳葉失速。但槳尖速度的增加也會引起槳葉離心力增加，從而進一步增加旋翼系統結構重量。此外，槳尖速度的增加也會引起旋翼型阻功率的增加和前飛時更早出現激波的風險。因此，需要根據發動機功率儲備和飛行速度設計指標選擇合適的槳尖速度參數。

圖11為某無人直升機在5000m海拔、溫度15℃環境下無地效懸停時槳尖速度與旋翼需用功率的變化曲線。可以看出，旋翼需用功率隨著槳尖速度增加會出現先減小后增大的現象。這是由于槳葉型阻功率與槳尖速度的三次方成正比，當槳尖速度增大到一定程度后，型阻功率的占比快速增大，會使得需用功率也隨之增加。

（4）防冰/防蝕處理

高原氣象復雜多變，在一次任務飛行中很可能會遇到雨雪冰雹等天氣，由于槳葉高速旋轉，需要對槳葉前緣增加包鐵以抵抗雨滴、冰雹的撞擊。另外，在飛行中遇到帶雨云層、凍雨、濕雪或過冷水滴時槳葉容易結冰，嚴重影響飛行安全，需要在槳葉前緣預埋加熱絲對前緣包鐵進行加熱除冰。因此在槳葉設計中要考慮包鐵、加熱絲等結構設計及加工工藝，還要配備較為完備的供電和溫控系統。

抗風技術

高原地區氣流紊亂、風場復雜、風力較大，因此高原環境下的無人直升機除了要針對特殊的風力環境進行航向穩定性和操縱性方面的氣動設計外，還需要有相應的高原地區抗風策略。

直升機抗風最薄弱的環節是抗側風。嚴格意義上，抗側風飛行就是保持大側滑角的一種飛行狀態。對于常規固定翼飛機而言，消除側滑永遠是飛行過程的常態，但無人直升機在某些特定任務下往往會有保持既定機頭指向的需要，特別是在大風情況的懸停及中、低速以下飛行過程中，空速方向幾乎就是由風向主導的。所以，除了固定翼飛機在跑道起降階段有時也會短暫經歷這一過程外，大側滑飛行可以說是無人直升機特有的飛行狀態。

（1）機體抗風

無人直升機垂尾用于增加飛行過程的航向靜穩定性，尾槳一方面用以平衡旋翼反扭矩，另一方面實現飛行中機頭指向、速度航向的穩定和調控。這兩者對于單旋翼帶尾槳常規布局的無人直升機至關重要。雖然共軸雙旋翼無人機不需要通過尾槳平衡旋翼反扭矩，但為獲得較好的飛行速度特性，一般也會設計長尾梁垂尾結構，以實現中高速度段偏航力矩系數的合理配置。

但垂尾也會增加尾槳的阻塞，還會引起過強的風標效應，增加尾槳抵抗側風的負載。而尾槳槳葉載荷過大，操縱性過強，一方面會導致偏航方向的操穩特性不匹配，引發偏航震蕩，另一方面增加了尾槳結構強度要求，增大了伺服作動系統功率，增加了系統重量。

因此，對于有一定抗風能力需求的無人直升機尾部系統氣動和結構設計需綜合考慮多方面的設計需要。尾槳設計可以適度降低尾槳槳葉載荷，保留足夠的尾槳操縱裕度。垂尾設計適當配置垂尾面積，降低風標效應，減少尾槳抗側風的壓力。

圖12為某無人直升機在5000m海拔、標準大氣溫度下尾槳葉弦長與航向操縱導數的關系。降低尾槳槳葉載荷，可以通過增加尾槳弦長實現，也可以通過增大尾槳直徑實現。增加實度會增大尾槳消耗功率，增大直徑雖可減小消耗功率，但會引起全機尺寸增加和重量增加，因此需要根據實際情況綜合選擇對應設計參數。

（2）策略抗風

策略抗風是無人直升機在“機體抗風”的基礎上保證飛行任務和飛行安全的重要手段。高原山區風場紊亂、風向多變、風力難測，無人直升機飛行的氣象保障條件有限，往往僅能獲知起降操縱區域的氣象基本數據，難以確保全飛行任務區域和過程中不出現異常風力和風向的情況。這種情況下往往可能瞬間超出氣動及機體（主要是尾槳）設計的抗側風能力，這就需要從控制角度通過策略抗風的途徑予以及時響應、及時調整。

“策略抗風”的根本內涵是通過無人直升機自帶的大氣計算機（或對應風場測量裝置）數據，結合尾槳距操縱裕度來決定無人直升機偏航角的調整策略。通過上述測量數據和控制量數據的融合處理，制定合理的機頭指向“鎖定、退出、再鎖定”的控制策略，以實現在飛行過程中遇到突風超過無人直升機機體抗側風能力時，通過及時調整機頭指向減弱側風影響，利用好無人機的風標效應，短暫消除部分側滑，保證飛行安全的目的。

“策略抗風”是無人直升機安全需求的重要支撐技術，在相應任務載荷系統伺服穩定能力進一步匹配的情況下，還可以進一步保證復雜、異常風場條件下飛行任務的連貫性和完整性。

（3）測控通信

高原地區飛行任務復雜，航線周邊山峰林立，而地面測控車輛受地形阻擋容易造成視距鏈路的中斷，因此有必要在高原無人直升機上采用衛星通信技術或通信中繼技術。

衛星通信技術依靠機載衛通終端代替視距鏈路實現遙控、遙測和圖像信號的傳輸。衛通天線最適合布置在槳轂頂端，可直接避開旋翼遮擋，不需改變信號收發模式，但需要在傳動系統設計時預留衛通的結構、供電及數據等接口;對于現有無人直升機可布置在機身上部，但需要解決旋翼和機身對天線的遮擋問題，目前機載衛通設備往往采用重復機制或旋翼間隙突發模式傳送數據，能較好地解決遮擋問題。另外加裝衛通后會改變機身的氣動外形，需要對飛行性能和操穩特性預先評估。

通信中繼技術依靠中繼無人直升機搭載通信中繼設備在一定的高度進行巡航飛行，能同時滿足與地面站和任務無人直升機之間的鏈路通視，由機載通信中繼設備實現地面站與任務機之間的數據轉發。

結論

我國高原地域廣闊，地形地貌復雜，對高原環境下無人直升機有迫切需求，但高原地區空氣密度低、氣溫相對較高、地表風速大、地形起伏多變，需要著重解決動力系統、旋翼系統、通信系統以及飛控策略等關鍵技術才能發揮高原環境下無人直升機的最大使用效能。