郭劍東，鄧德輝，劉 基

(1.南京航空航天大學中小型無人機先進技術(shù)工信部重點實驗室，江蘇 南京 210016；2.南京航空航天大學自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

機動飛行可以提高直升機在復雜環(huán)境下跟蹤和瞄準移動目標，快速改變飛行軌跡，是提升自身突防能力與生存力的重要保障。但直升機機動飛行是非常復雜的運動過程，其中涉及旋翼氣動力耦合、飛行動力學建模、飛行控制律設計以及機體結(jié)構(gòu)強度設計等多個技術(shù)領(lǐng)域。近年來，直升機研究方向逐漸向高速、高機動發(fā)展，常見的直升機機動飛行動作主要有向心回轉(zhuǎn)[1]、障礙滑雪機動[2-3]和轉(zhuǎn)向目標機動[4]等。現(xiàn)有的研究方法包括仿真技術(shù)、飛行模擬和機動試飛試驗等。直升機機動飛行控制的難點主要包括:機動過程中存在的劇烈耦合，由于直升機本身是耦合性較強的系統(tǒng)，在機動飛行過程中通道耦合更為嚴重，從而對控制系統(tǒng)提出更高的要求；模型準確度低或模型滿足不了機動飛行包線要求，主要因為直升機建模準確度低導致邊界求解問題以及建模不確定擾動，影響機動飛行難以實現(xiàn)；控制模態(tài)切換方法復雜，直升機不同于固定翼等飛行器，飛行模態(tài)更為復雜，在機動飛行控制策略設計時，通道控制模態(tài)劃分不合理會直接導致直升機受力平衡破壞甚至有墜機風險。

針對直升機機動飛行面臨的實際問題，加州大學與斯坦福大學的無人直升機團隊[5-6]針對無人直升機機動飛行開展一系列飛行試驗，根據(jù)引導手的操作經(jīng)驗進行參數(shù)化分析，采用動態(tài)規(guī)劃以及強化學習的控制方法，實現(xiàn)了無人直升機的向心回轉(zhuǎn)、大角度橫滾和筋斗等機動動作的飛行試驗，驗證了機動控制方法的有效性；Nodland等[7]將神經(jīng)網(wǎng)絡與反步法相結(jié)合，實現(xiàn)了無人直升機的向心回轉(zhuǎn)機動；Ngo等[8]采用模型預測控制，實現(xiàn)了艦載直升機的著艦和橫向機動定位；Ma等[9]針對直升機非線性等特點，采用非線性動態(tài)逆控制，實現(xiàn)了直升機的水平轉(zhuǎn)彎、爬升轉(zhuǎn)彎和緊急返航的機動動作設計；Kopyt等[10]采用LQR控制，開發(fā)了一套全自主飛行控制系統(tǒng)，并以直升機障礙滑雪機動驗證了該系統(tǒng)的可靠性；Yu等[11]針對外部干擾和復雜的內(nèi)部耦合等問題，分別用自抗擾控制和基于擾動觀測器的控制方法實現(xiàn)了無人直升機的障礙滑雪機動。

本文針對直升機半滾倒轉(zhuǎn)機動飛行開展了分析。

1 半滾倒轉(zhuǎn)機理分析

半滾倒轉(zhuǎn)機動是一種以高度補償速度、快速轉(zhuǎn)向?qū)崿F(xiàn)反向飛行的機動動作，由斜后方被動攻擊轉(zhuǎn)為前向主動攻擊位置。整個過程可以描述為：直升機平飛進入，隨后滾轉(zhuǎn)180°，接著俯沖拉起，達到期望俯仰角后改出，實現(xiàn)飛行方向180°轉(zhuǎn)向，并迅速降低高度同時積累較大的前飛速度，最后以平飛狀態(tài)進行格斗。整個過程可以分解為進入段、半滾段、俯沖拉起段以及改出段，半滾段相當于半個橫滾機動。整個半滾倒轉(zhuǎn)機動過程如圖1所示。

圖1 半滾倒轉(zhuǎn)機動

半滾倒轉(zhuǎn)機動中的橫滾機動如圖2所示。這一機動動作在半滾倒轉(zhuǎn)機動中主要用于“躲避攻擊”的作用，直升機以螺旋前進的方式完成滾轉(zhuǎn)，使得尾追的敵機難以預測直升機飛行軌跡導致難以瞄準并發(fā)射武器。在實際飛行過程中，主旋翼拉力矢量的變化導致側(cè)向速度以及高度的變化，機動過程中垂向通道需要根據(jù)滾轉(zhuǎn)角進行補償，使橫滾結(jié)束后快速減小側(cè)向速度。

圖2 橫滾機動

半滾倒轉(zhuǎn)機動中的俯沖拉起如圖3所示，主要控制縱向周期變距向下俯沖與拉起，實現(xiàn)高度下降，前飛速度增加，同時伴隨滾轉(zhuǎn)角、偏航角的180°轉(zhuǎn)變。俯沖拉起速度越快，機動能力越強，高度變化量越小，速度增量也越小。該機動過程主要反映直升機在縱向平面的機動性能，對機體的結(jié)構(gòu)、強度以及過載能力要求較高，同時由于在半滾階段中產(chǎn)生了側(cè)向速度，使橫向位置出現(xiàn)側(cè)偏。

圖3 俯沖拉起

根據(jù)半滾倒轉(zhuǎn)機動動作分析可以看出，整個機動過程可以分解為4個階段：進入段、半滾段、俯沖拉起段和改出段。其中，半滾段和俯沖拉起段是整個機動過程的核心部分。將每個階段的飛行模態(tài)進行分解從而得到直升機4個操縱通道的控制律。

a.進入段。直升機保持當前高度、當前速度，橫向采用位置保持。即縱向通道采用速度保持控制；橫向通道采用位置保持控制；航向通道采用偏航角保持控制；垂向通道采用高度保持控制。

b.半滾段。為了減小控制模態(tài)切換過程中通道之間的耦合以及控制指令切換導致跳變，將半滾段分解為2段進行控制律設計。在半滾段的第1階段，滾轉(zhuǎn)角從0～-90°變化時，縱向通道采用俯仰角控制；橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角速度控制；航向通道采用偏航角控制；垂向通道采用總距直接控制。在第2階段，當滾轉(zhuǎn)角從90°～180°變化時，縱向采用俯仰角速度控制；橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角速度控制；航向通道采用偏航角速度控制；垂向通道采用總距直接控制。

c.俯沖拉起段。為了解決俯仰拉起過程中俯仰角穿越-90°時偏航角和滾轉(zhuǎn)角發(fā)生180°跳變帶來的影響，將該過程分解為2個控制階段。在第1階段，俯仰角從0～-90°變化時，縱向通道采用俯仰角速度控制；橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角速度控制；航向通道采用偏航角速度控制；垂向通道采用總距直接控制。在第2階段，當俯仰角從-90°～0變化時，縱向通道采用俯仰角速度控制；橫向通道采用滾轉(zhuǎn)角控制；航向通道采用偏航角控制；垂向通道采用總距直接控制。

d.改出段。由于半滾段產(chǎn)生了橫向速度，在改出段消除產(chǎn)生的橫向速度。因此，縱向通道和橫向通道采用速度控制；航向通道采用偏航角控制；垂向通道采用高度控制。

綜上所述，直升機半滾倒轉(zhuǎn)機動飛行過程的控制策略如圖4所示。

圖4 半滾倒轉(zhuǎn)機動控制模態(tài)切換策略

2 機動控制模態(tài)設計

2.1 進入段控制律

進入段主要目的是使直升機達到期望的高度與前飛速度，對該階段的飛行模態(tài)進行分解得到4個通道的控制律[12]，即

(1)

2.2 半滾段控制律

在該飛行階段，直升機以螺旋前進的方式完成滾轉(zhuǎn)。由于飛行過程中主旋翼拉力方向變化會導致側(cè)向速度以及高度的變化，因此半滾機動過程中垂向通道需要根據(jù)滾轉(zhuǎn)角進行補償，橫滾結(jié)束后需要盡快減小側(cè)向速度，半滾段控制律根據(jù)滾轉(zhuǎn)角幅值變換范圍進一步分解成2個階段。

滾轉(zhuǎn)角從0～90°變化時，4個通道的控制律為

(2)

p0為期望滾轉(zhuǎn)角速度；δc為總距指令，由滾轉(zhuǎn)角φ、正飛懸?？偩唳腸0以及倒飛懸停總距δc1確定。

滾轉(zhuǎn)角從90°～180°變化時，4個通道的控制律為

(3)

2.3 俯沖拉起段控制律

俯沖拉起段主要通過控制縱向周期變距完成，在俯沖拉起的過程中，直升機的姿態(tài)呈現(xiàn)先低頭后逐漸抬頭的變化過程，當俯仰角達到極點時(-90°)，滾轉(zhuǎn)角由180°變換為0，偏航角由機動前ψ0變化為ψ0-180°。為了避免俯仰角極點問題，同時保證總距連續(xù)性變化，將該過程中分解為2個階段，根據(jù)俯仰角幅值范圍進行模態(tài)切換。

俯仰角從0～-90°時，4個通道的控制律為

(4)

q0為期望俯仰角速度；δc為總距指令，由俯仰角θ以及正、倒飛懸?？偩啻_定。

俯仰角從-90°～0時，4個通道的控制律為

(5)

2.4 改出段控制律

在該階段直升機已處于常規(guī)飛行狀態(tài)，因此縱向通道以速度控制為外回路；為了消除橫向通道機動過程中的側(cè)向速度，以側(cè)向速度控制為外回路，航向通道為航向角保持控制，垂向通道保持改出后的高度控制。4個通道的控制律為

(6)

3 綜合視景仿真驗證

直升機在機動飛行過程中，氣動與操縱耦合嚴重，強非線性特性導致機理建模精度較低，因此本文采用了FlightGear跨平臺飛行模擬軟件的內(nèi)置UH-60直升機模型，通過UDP數(shù)據(jù)通信接口，定制傳輸數(shù)據(jù)協(xié)議，建立與Simulink控制模型的通信機制[13]，用于驗證本文控制律以及控制模態(tài)切換的合理性。

3.1 仿真環(huán)境搭建

半滾倒轉(zhuǎn)機動仿真環(huán)境如圖5所示。系統(tǒng)仿真環(huán)境由控制模態(tài)和視景模型2個部分組成，圖5左側(cè)主要根據(jù)對機動飛行機理分析與控制策略設計，完成機動指令生成、控制模態(tài)切換以及風擾作用輸入等，通過UDP通信方式將指令打包發(fā)送到視景模型，同時接收模型的狀態(tài)參數(shù)用于反饋控制；圖5右側(cè)主要接收控制模態(tài)的控制指令，完成直升機機動飛行，并實時顯示直升機的飛行狀態(tài)。

圖5 半滾倒轉(zhuǎn)機動仿真環(huán)境

在Simulink環(huán)境中設計的數(shù)字控制仿真模型結(jié)構(gòu)如圖6所示。其中，模塊①為數(shù)據(jù)接收模塊；模塊②為機動策略模塊， 包括控制模態(tài)的選取以及機動指令的生成；模塊③為控制回路模塊，包括位置回路、速度回路、姿態(tài)回路、角速度回路和配平限幅；模塊④為數(shù)據(jù)發(fā)送模塊；模塊⑤為實時時間獲取模塊；模塊⑥為三維軌跡繪制模塊；模塊⑦為飛行狀態(tài)顯示模塊。

圖6 數(shù)字控制仿真結(jié)構(gòu)

3.2 仿真結(jié)果分析

對直升機半滾倒轉(zhuǎn)的控制律設計以及機動控制策略開展仿真驗證，直升機半滾倒轉(zhuǎn)視景如圖7所示。半滾倒轉(zhuǎn)機動分為進入段、半滾段、俯沖拉起段和改出段，其中半滾段飛行過程中某角度如圖7a所示，從圖7a中可以看出，在半滾段直升機保持前飛速度的同時滾轉(zhuǎn)角逐漸增加直至進入倒飛狀態(tài)。直升機半滾結(jié)束后緊接著控制模態(tài)切換至俯沖拉起段，飛行如圖7b所示，從圖7b中可以看出，直升機在俯沖拉起階段，俯仰角經(jīng)過-90°極點，在該過程中高度迅速下降，速度快速增加；俯沖拉起完成后控制模態(tài)切入改出段，直升機以平飛狀態(tài)前飛。

圖7 直升機半滾倒轉(zhuǎn)視景

直升機在進入段給定期望高度200 m，前飛速度10 m/s，進入段結(jié)束后開始進行半滾段機動飛行，給定半滾段期望滾轉(zhuǎn)角速度為60 (°)/s，當直升機處于倒飛狀態(tài)，給定期望俯仰角速度60 (°)/s進行俯沖拉起機動，當姿態(tài)達到水平狀態(tài)后保持平飛，完成半滾倒轉(zhuǎn)機動飛行。同時在機動飛行過程中引入4 m/s前向風擾，對半滾倒轉(zhuǎn)機動過程進行控制器抗擾性能對比。整個半滾倒轉(zhuǎn)機動過程完成時間約4.5 s，圖8為橫向通道的滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度響應曲線，約2.3 s左右完成半滾機動，滾轉(zhuǎn)角由0到接近180°變化，滾轉(zhuǎn)角速度響應快，同時從圖9a可以看出直升機俯仰角逐漸減小，而圖8a中滾轉(zhuǎn)角跳變到-180°，直升機進入倒飛狀態(tài)，緊接著進入俯沖拉起，滾轉(zhuǎn)角迅速增加到0，由于該過程時間短，因此滾轉(zhuǎn)角速度存在較大脈沖響應；增加前向風擾作用，對俯沖拉起段的滾轉(zhuǎn)角變化產(chǎn)生一定的影響，但作用較弱。

圖8 橫向通道響應

圖9為縱向通道的俯仰角和俯仰角速度響應曲線，在滾轉(zhuǎn)開始俯仰逐漸低頭，俯沖拉起段用時約2.2 s，通過數(shù)據(jù)分析可得在俯沖拉起段俯仰角從-60°左右開始逐漸減小-90°，穿越-90°后逐漸拉起至水平姿態(tài)；由于俯仰角作為速度的內(nèi)環(huán)，增加風擾后對俯仰角以及俯仰角速影響較小。

圖9 縱向通道響應

圖10為垂向通道的高度和體軸系垂向速度響應曲線，可以看出在半滾倒轉(zhuǎn)機動俯沖拉起段高度變化量約為106.2 m左右，體軸系最大高度變化率達到39.7 m/s(向下為正)，俯沖拉起段完成后垂向通道控制模態(tài)切換為高度保持控制，高度響應能夠快速收斂到穩(wěn)態(tài)；由于增加前向風擾的作用導致地速增加，在滾轉(zhuǎn)的過程中速度分量增大，導致機動過程掉高增加，高度變化量達到113.5 m，體軸系最大垂向速度達到了42.9 m/s。

圖10 垂向通道響應

圖11為速度與航向通道的地速和偏航角響應曲線，由圖11a可以看出俯沖拉起段結(jié)束后，地速從10 m/s增加至41.9 m/s，實現(xiàn)了半滾倒轉(zhuǎn)的“以高度換速度”的目的，同時能夠保持地速穩(wěn)定跟蹤控制；加入風擾后地速增加到50.45 m/s。由圖11b可以看出直升機由機動前0轉(zhuǎn)變?yōu)?80°或-180°，即實現(xiàn)了直升機快速航向倒轉(zhuǎn)，使直升機由被動打擊轉(zhuǎn)為主動攻擊狀態(tài)；加入前向風擾對航向通道影響較小。

圖11 速度與航向通道響應

4 結(jié)束語

通過對直升機半滾倒轉(zhuǎn)機動飛行仿真數(shù)據(jù)分析可知，整個半滾倒轉(zhuǎn)機動的控制策略以及機動指令設計合理，驗證了機動飛行控制策略以及控制律的有效性。同時也可以看出直升機在持續(xù)滾轉(zhuǎn)過程中，由于旋翼矢量傾轉(zhuǎn)，導致直升機在滾轉(zhuǎn)的過程中俯仰角姿態(tài)難以保持，特別當滾轉(zhuǎn)角大于90°后，縱向通道采用俯仰角速度控制，導致俯仰角減小速度增加，即直升機難以維持水平飛行狀態(tài)。