無人直升機(jī)前飛抗側(cè)風(fēng)控制技術(shù)

姜美齊，王剛強(qiáng)，胡 淼

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

相對(duì)固定翼無人機(jī)而言，無人直升機(jī)具有垂直起降和懸停、小速度飛行的能力，具備多種條件下快速機(jī)動(dòng)部署和使用等優(yōu)勢。隨著無人直升機(jī)技術(shù)的發(fā)展，如何使無人直升機(jī)在復(fù)雜環(huán)境中仍能夠高效安全地執(zhí)行任務(wù)是促進(jìn)無人直升機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵，而大風(fēng)環(huán)境下的飛行控制是其中的一個(gè)主要問題。由于無人直升機(jī)具備懸停、小速度飛行的能力，縱向風(fēng)并不會(huì)對(duì)飛行安全造成太大影響，而側(cè)風(fēng)則會(huì)大大降低飛行性能，影響航向通道的穩(wěn)定性。

目前在工程實(shí)踐中應(yīng)用較為廣泛的是側(cè)滑法和側(cè)航法兩種抗風(fēng)策略。這兩種策略對(duì)常規(guī)布局固定翼飛機(jī)、飛翼布局飛機(jī)都能實(shí)現(xiàn)其穩(wěn)定的抗風(fēng)飛行，但仍存在一定的缺點(diǎn)和局限。使用側(cè)滑法抗風(fēng)會(huì)降低無人直升機(jī)的飛行性能和發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作效率，對(duì)尾槳通道也存在擾動(dòng)作用明顯，甚至使尾槳通道控制量飽和等問題。而采用典型的側(cè)航法，又依賴于精確、可靠的側(cè)滑角信號(hào)的獲取。對(duì)于無人直升機(jī)而言，既難以獲取可靠的側(cè)滑角信號(hào)，也無法單獨(dú)依靠航向通道的靜穩(wěn)定性來實(shí)現(xiàn)側(cè)航法消側(cè)滑。

1 無人直升機(jī)系統(tǒng)模型

為了進(jìn)行無人直升機(jī)前飛抗側(cè)風(fēng)控制研究，并設(shè)計(jì)抗側(cè)風(fēng)控制策略和控制律，首先對(duì)無人直升機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行簡化建模。如圖1所示，為地面坐標(biāo)系，用于確定直升機(jī)姿態(tài)和航向：為地面選好的某點(diǎn)；為初始航向；為重力加速度正方向；由右手系確定。為機(jī)體坐標(biāo)系，用于確定直升機(jī)在空中的姿態(tài)：為直升機(jī)重心；軸為縱軸，平行于機(jī)體構(gòu)造基準(zhǔn)線；軸垂直軸向下，且平面為機(jī)體縱向?qū)ΨQ面；軸為橫軸，垂直于平面，方向由右手系確定。建模過程中進(jìn)行如下假設(shè)：

圖1 直升機(jī)系統(tǒng)示意圖

1) 忽略地球自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)對(duì)直升機(jī)的影響；

2) 直升機(jī)沒有彈性變形；

3) 直升機(jī)各部分的質(zhì)量是不變的；

4) 直升機(jī)是關(guān)于自身左右對(duì)稱的。

采用小擾動(dòng)線性化方法得出直升機(jī)線性化模型如式(1)所示：

(1)

其中，為系統(tǒng)矩陣，狀態(tài)變量=[]，為輸入矩陣，控制輸入=[]，為輸出矩陣。其中，，分別為俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角；,,分別為縱向速度、側(cè)向速度和法向速度；,,分別為俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度和偏航角速度；,,,分別為縱向周期變距、橫向周期變距、總距和尾槳槳距。

2 側(cè)滑抗風(fēng)控制和側(cè)航抗風(fēng)控制

典型的側(cè)滑法與側(cè)航法抗側(cè)風(fēng)控制策略的最顯著區(qū)別在于機(jī)頭指向是否朝來風(fēng)方向偏轉(zhuǎn)。如圖2所示，側(cè)滑抗風(fēng)是指無人直升機(jī)受到側(cè)風(fēng)影響后，航向角保持不變，即機(jī)頭方向與地速方向保持一致，同時(shí)向來風(fēng)方向額外維持一定的滾轉(zhuǎn)角，使橫向的水平分量與因側(cè)風(fēng)產(chǎn)生的側(cè)力抵消，從而保持航跡角與指令航向一致。側(cè)航抗風(fēng)是在無人直升機(jī)受到側(cè)風(fēng)影響后，調(diào)整航向角，使機(jī)頭向來風(fēng)方向偏轉(zhuǎn)，直到側(cè)滑角為零，此時(shí)無人直升機(jī)機(jī)頭方向與地速方向呈一定夾角，橫向通道處于前飛配平狀態(tài)，不受側(cè)滑影響。側(cè)滑抗風(fēng)一方面會(huì)降低飛行品質(zhì)與發(fā)動(dòng)機(jī)效率，另一方面轉(zhuǎn)彎時(shí)風(fēng)向突變可能導(dǎo)致航向通道控制品質(zhì)下降甚至控制量飽和。側(cè)航抗風(fēng)可以有效避免側(cè)滑法帶來的問題，但依賴于側(cè)滑角信號(hào)的獲取。如何獲取真實(shí)準(zhǔn)確、高精度、低擾動(dòng)的側(cè)滑角信號(hào)一直是工程上的一個(gè)難點(diǎn)。無人直升機(jī)的工作場景多處于低速包線范圍內(nèi)，同時(shí)旋翼下洗氣流影響等因素更增加了可靠的側(cè)滑角信號(hào)的獲取難度，因此工程上大多數(shù)無人直升機(jī)不以側(cè)滑角作為控制輸入量，甚至不配備側(cè)滑角傳感器。如何在不具備側(cè)滑角傳感器的情況下實(shí)現(xiàn)側(cè)航法抗風(fēng)控制，是將側(cè)航法應(yīng)用于無人直升機(jī)抗側(cè)風(fēng)控制工程實(shí)際的主要問題。本文提出的基于側(cè)向過載補(bǔ)償?shù)目刂撇呗钥梢詫?shí)現(xiàn)這一目標(biāo)。

圖2 側(cè)滑法和側(cè)航法示意圖

3 側(cè)向過載補(bǔ)償抗風(fēng)控制

由于側(cè)向過載與側(cè)滑角存在如式(2)的關(guān)系，因此可以考慮使用側(cè)向過載信號(hào)替代側(cè)滑角信號(hào)進(jìn)行航向通道的控制。

=+

(2)

其中，為測得的側(cè)向過載，為側(cè)力導(dǎo)數(shù)，為側(cè)向過載配平量。

在無人直升機(jī)橫向通道配平準(zhǔn)確，即側(cè)向過載配平量準(zhǔn)確的情況下，機(jī)體軸系下側(cè)向過載的變化能夠真實(shí)地反映出側(cè)滑角的變化。只要通過設(shè)計(jì)航向通道控制器和橫向通道控制器使得側(cè)向過載穩(wěn)定在配平值上，即可消除側(cè)向風(fēng)引起的側(cè)滑。

3.1 航向通道控制器

航向通道控制器結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 航向通道控制結(jié)構(gòu)示意圖

航向通道控制器主要由航向角速率控制、航向角控制以及側(cè)向過載補(bǔ)償控制三部分構(gòu)成。其中內(nèi)環(huán)采用航向角速率的PI控制，外環(huán)為航向角的P控制，側(cè)向過載的PI控制作為角速率指令補(bǔ)償。在無側(cè)風(fēng)情況下，側(cè)向過載補(bǔ)償量為0，航向角和航跡角都跟蹤指令航向。當(dāng)受到側(cè)風(fēng)影響，側(cè)向過載偏離配平值時(shí)，側(cè)向過載補(bǔ)償部分給出航向角速率指令，控制機(jī)頭向來風(fēng)方向偏轉(zhuǎn)，以消除側(cè)滑；同時(shí)航向角控制部分繼續(xù)控制航跡角跟蹤指令航向，實(shí)現(xiàn)航跡穩(wěn)定飛行。

航向通道控制律如式(3)、式(4)：

(3)

(4)

3.2 橫向通道控制器

橫向通道控制結(jié)構(gòu)如圖4。

圖4 橫向通道控制結(jié)構(gòu)示意圖

橫向通道控制器主要由內(nèi)環(huán)的滾轉(zhuǎn)角速率增穩(wěn)項(xiàng)和滾轉(zhuǎn)角的P控制、外環(huán)側(cè)向速度的PI控制和側(cè)偏距的P控制構(gòu)成。在做航跡跟蹤飛行時(shí)，外環(huán)根據(jù)側(cè)向位置偏差產(chǎn)生側(cè)向速度指令，通過側(cè)向速度的比例積分控制消除側(cè)向位置偏差，實(shí)現(xiàn)精確的航跡跟蹤飛行。

橫向通道控制器控制律結(jié)構(gòu)為式(5)-式(8)：

=_+_+

(5)

(6)

(7)

(8)

其中，為滾轉(zhuǎn)角速度；為滾轉(zhuǎn)角；為滾轉(zhuǎn)角指令，前飛時(shí)，為滾轉(zhuǎn)角配平量，航段交接處的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)，為式(9)；為側(cè)向速度指令；為側(cè)向速度如式(10)；為側(cè)向位置偏差指令；為側(cè)向位置偏差。

=arctan()

(9)

=sin(-)

(10)

對(duì)于式(10)，直線段前飛時(shí)，為當(dāng)前航段的目標(biāo)航向；而在如圖5的航段交接處的前飛轉(zhuǎn)彎過程中，則為圓弧航跡切線方向。在航段交接處的轉(zhuǎn)彎過程中，不斷變化。航段交接處的可根據(jù)無人直升機(jī)實(shí)時(shí)位置和轉(zhuǎn)彎圓弧圓心位置求出；而轉(zhuǎn)彎圓弧圓心位置可通過航段P1-P2航向、P2航點(diǎn)位置以及轉(zhuǎn)彎提前量求出。

圖5 基于側(cè)向過載的航段轉(zhuǎn)彎示意圖

由于采用了基于側(cè)向過載補(bǔ)償?shù)目癸L(fēng)策略，在轉(zhuǎn)彎過程中，即使無人直升機(jī)遭遇側(cè)風(fēng)風(fēng)力和風(fēng)向的快速變化，機(jī)頭方向也能根據(jù)來風(fēng)方向逐漸調(diào)整，消除因風(fēng)向變化而產(chǎn)生的側(cè)滑。而采用側(cè)滑法時(shí)，只能依靠橫向通道滾轉(zhuǎn)角的強(qiáng)力偏轉(zhuǎn)抵抗側(cè)風(fēng)影響。當(dāng)側(cè)風(fēng)過強(qiáng)時(shí)，航跡跟蹤品質(zhì)將大幅下降，并且滾轉(zhuǎn)坡度過大可能導(dǎo)致掉高，甚至發(fā)生危險(xiǎn)。

4 仿真驗(yàn)證

以某型無人直升機(jī)數(shù)字仿真環(huán)境為平臺(tái)，進(jìn)行航線飛行仿真試驗(yàn)。注入風(fēng)速為12 m/s的正北風(fēng)，無人直升機(jī)沿航跡方向依次為180°，270°， 0°，90°的矩形航線以20 m/s空速做航跡跟蹤飛行。要求無人直升機(jī)功能正常，且航線保持精度為±30 m。

如圖6所示，在整個(gè)航線飛行過程中，由于側(cè)向過載補(bǔ)償控制的作用，無人直升機(jī)的航跡角始終跟蹤航向指令變化，而機(jī)頭指向的航向角則朝來風(fēng)方向偏轉(zhuǎn)一定角度。

圖6 側(cè)向過載補(bǔ)償控制航向通道曲線

同時(shí)，由圖7的側(cè)滑角對(duì)比曲線可知，在整個(gè)航線飛行過程中，采用側(cè)滑法控制無法消除由外界風(fēng)引起的側(cè)滑，在正左側(cè)和正右側(cè)風(fēng)作用時(shí)，側(cè)滑角達(dá)到-26°和+26°。而采用基于側(cè)向過載補(bǔ)償?shù)目刂品椒?，則可以保持側(cè)滑角為0，即便在轉(zhuǎn)彎處由于風(fēng)向突變，也能調(diào)整航向使側(cè)滑角逐漸減小至0。

圖7 側(cè)滑角對(duì)比曲線

圖8和圖9為飛行航跡曲線。以第一個(gè)航段交接轉(zhuǎn)彎為例，采用側(cè)滑法時(shí)，最大側(cè)偏距達(dá)41 m，而采用側(cè)向過載補(bǔ)償時(shí)最大側(cè)偏距為22 m。在整個(gè)飛行過程中，無人直升機(jī)功能正常。采用基于側(cè)向過載補(bǔ)償?shù)目刂品椒軌驖M足航線保持精度要求，減小側(cè)偏距，提高航線跟蹤精度。

圖8 飛行航跡

圖9 航段交接處航跡

5 結(jié)束語

本文提出了基于側(cè)向過載補(bǔ)償?shù)膫?cè)航抗側(cè)風(fēng)控制策略，設(shè)計(jì)了基于側(cè)向過載的航向通道控制器和橫向通道控制器，并進(jìn)行了數(shù)字仿真試驗(yàn)。仿真結(jié)果表明，與側(cè)滑抗側(cè)風(fēng)相比，所設(shè)計(jì)的基于側(cè)向過載的抗風(fēng)控制策略和控制律可以在不依賴側(cè)滑角信號(hào)的情況下，有效消除無人直升機(jī)在側(cè)風(fēng)環(huán)境中飛行時(shí)的側(cè)滑角并保持穩(wěn)定，提升航線跟蹤精度，實(shí)現(xiàn)無人直升機(jī)在側(cè)風(fēng)環(huán)境中安全、穩(wěn)定的飛行。