一种无人直升机自转下滑控制方法与流程

本发明涉及一种无人直升机自转下滑控制方法，属于飞行控制技术领域。

背景技术：

直升机的自转下滑飞行，是指当直升机在飞行中出现了发动机失效或尾桨失效的故障后紧急操纵直升机，充分利用动能和重力势能之间的转换，使直升机稳定进入自转下滑状态，最后实现安全着陆的过程。自转性能是直升机设计的一个重要指标，尤其是对单发直升机来说，自转性能的优劣显得更为重要。

国内仅在某型有人驾驶直升机上做过几个起落的自转下滑飞行试验，对无人直升机自转下滑的研究国内未见报道。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：提供一种无人直升机自转下滑控制方法，在地面半物理仿真试验条件下，模拟无人直升机发动机失效或尾桨失效的故障状态，自动控制无人直升机完成自转下滑飞行，并安全着陆。

本发明采取的技术方案为：

一种无人直升机自转下滑控制方法，包括：

在无人直升机发动机失效和尾桨失效条件下自转下滑，当无人直升机高度大于25米时，保持无人直升机前向速度＝27m/s；垂直下降速度＝8m/s；

当无人直升机高度大于10米且小于等于25米时，对无人直升机进行拉平减速，减小前向速度和垂直速度；

当无人直升机高度小于10米时，俯仰角改平至悬停姿态；提总 距减小接地速度，下降率控制在3m/s以内完成着陆。

另一种无人直升机自转下滑控制方法，包括：

在无人直升机尾桨失效条件下自转下滑，稳定直升机姿态，当无人直升机高度大于75米时，保持无人直升机垂直下降速度＝8m/s；

当无人直升机高度大于25米时，保持无人直升机垂直下降速度＝4m/s；

当无人直升机高度小于等于25米时，保持无人直升机垂直下降速度＝1m/s，完成着陆。

本发明具有有益效果：本发明是一种无人直升机自转下滑控制方法，该方法能够在发动机失效或尾桨失效的故障状态下，自动控制无人直升机完成自转下滑并安全着陆，在紧急情况下保障飞行安全。本发明已应用于某无人直升机的地面半物理试验研究，在试验条件下达到安全着陆要求。

附图说明

图1是本发明中设计的自转下滑飞行剖面的示意图。

图2是本发明进行发动机失效时自转下滑仿真试验验证的曲线。

图3是本发明进行尾桨失效时自转下滑仿真试验验证的曲线。

具体实施方式

下面结合说明书附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。

一种无人直升机自转下滑控制方法，包括：

在无人直升机发动机失效和尾桨失效条件下自转下滑，当无人直升机高度大于25米时，保持无人直升机前向速度＝27m/s；垂直下降速度＝8m/s；

当无人直升机高度大于10米且小于等于25米时，对无人直升机进行拉平减速，减小前向速度和垂直速度；

当无人直升机高度小于10米时，俯仰角改平至悬停姿态；提总距减小接地速度，下降率控制在3m/s以内完成着陆。

另一种无人直升机自转下滑控制方法，包括：

在无人直升机尾桨失效条件下自转下滑，稳定直升机姿态，当无人直升机高度大于75米时，保持无人直升机垂直下降速度＝8m/s；

当无人直升机高度大于25米时，保持无人直升机垂直下降速度＝4m/s；

当无人直升机高度小于等于25米时，保持无人直升机垂直下降速度＝1m/s，完成着陆。

实施例

1.发动机失效的自转下滑控制方法

设计自转下滑的飞行剖面如图1，自转下滑飞行过程的概况见表1。

表1 自转下滑飞行阶段

发动机失效时自转下滑的仿真数据曲线如图2。

1.1.稳定自转段

分析自转下滑时前飞速度与下降率的关系。其基本规律是：维持一定的前飞速度可以使下降率达到最小，过大或过小的前飞速度都会增大下降率。最终确定稳定自转飞行时，前飞速度和下降率指令。

因此，进入自转下滑时，先快速降总距到最低，同时投入垂直速度保持模态和空速给定与保持模态，按前述指令给定垂直速度和空速。直升机保持匀速前飞和下降，旋翼转速缓慢下降。由于快速降总距引起的扰动，以及直升机进入自转下滑后特性的变化，对纵向和横向姿态控制的比例项控制增益适当减小。

1.2.拉平减速段

在距离地面25m左右，提总距并后拉周期杆，减小下降率和前飞速度。通过速度遥调和垂直速度给定来实现拉平减速的机动。拉平减速的高度根据直升机数学模型特性做适当调整。

垂直速度控制分两阶段完成。高度大于11m时给定－4m/s垂直速度，高度小于11m时给定0m/s垂直速度。对于前向速度的控制，在高度大于6m时给定0m/s前向速度。为了适应在拉平减速过程中的大机动操作，需要放大各轴的控制权限。

1.3.着陆

直升机在8－10m高度将垂直速度和前飞速度减小到接近0。为了快速减速，俯仰角会增大到25度左右。在继续下落的过程中控制俯仰角快速减小，在接地时姿态也恢复0度附近，下降率控制在3m/s以内完成着陆。

2.尾桨失效的自转下滑控制方法

图3为本发明进行尾桨失效时自转下滑仿真试验验证的曲线。尾桨失效时需要关闭或脱开发动机动力，执行类似自转下滑的操作。进入尾桨失效后，与发动机失效时类似先将总距降到最低。由于直升机特性的变化，需要增大纵、横轴比例、微分项增益，在提总距过程中需要对控制增益进一步增大。

由于直升机航向不可控，控制前飞速度会导致直升机更不稳定。 因此，纵向和横向控制仅采用姿态保持模态，稳定直升机姿态。总距轴投入垂直速度控制模态，高度大于75m时给定－8m/s垂直速度，高度大于25m时给定－4m/s垂直速度，高度小于25m时给定－1m/s垂直速度。

进入尾桨失效并降距后，直升机航向缓慢摆动，前飞速度缓慢减小。提总距后航向开始不断回转，靠姿态保持模态稳定纵、横向姿态角。最终实现以较小的姿态角和垂直速度着陆。