孫偉 宮元 張志清

惡劣的高原自然環(huán)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(tǒng)、旋翼系統(tǒng)、通信系統(tǒng)以及飛控策略等關(guān)鍵技術(shù)進行了研究和適應(yīng)性改進。

我國地緣遼闊，地形復(fù)雜多樣，平原、高原、山地、丘陵、盆地五種地形齊備，山區(qū)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(huán)境惡劣、人煙稀少、交通不便。在高原地區(qū)使用無人直升機執(zhí)行安全巡查、公路巡檢、物流運輸、電力巡線、通信中繼等任務(wù)，可以大大提高作業(yè)效率，降低各類風(fēng)險。

但高原地區(qū)海拔高，山脈起伏，地形復(fù)雜，空氣密度低，相對氣溫高，氣象條件復(fù)雜多變，對無人直升機的飛行性能提出了更高要求。國內(nèi)現(xiàn)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(yīng)性改進設(shè)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(huán)境（ISA）狀態(tài)下大氣密度與海拔高度的經(jīng)驗公式：

式中，P_a為當(dāng)?shù)仄骄髿鈮?，單位為kPa;H為當(dāng)?shù)睾０胃叨?，單位為m。

再根據(jù)當(dāng)?shù)貧鈮汉蜏囟瓤傻茫害?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(huán)境下，海拔每升高1000m，大氣溫度約下降6.5℃。但高原地區(qū)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(qū)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(qū)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(jù)中國氣象局公共氣象服務(wù)中心資料）

氣象環(huán)境復(fù)雜多變

青藏高原地區(qū)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(qū)對流強烈，雷暴冰雹等天氣頻繁，同時青藏高原低緯度地區(qū)受西太平洋副熱帶高壓控制時間長，平均風(fēng)速大。錯那縣地區(qū)4級以上風(fēng)速占46%，亞東縣地區(qū)4級以上風(fēng)速占63%，而日土縣地區(qū)4級以上風(fēng)速占48%。

山區(qū)氣象情況比較復(fù)雜。主要表現(xiàn)在氣流紊亂，除了有山谷風(fēng)、地方性風(fēng)以外，還有比較強烈的升降氣流。亂流通常在日出后逐漸發(fā)展，午后達最強，隨后逐漸減弱。在迎風(fēng)坡上，無人機受上升氣流抬舉而自動升高，在背風(fēng)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(fēng)坡的渦旋中。背風(fēng)坡還可能出現(xiàn)滾筒狀氣流，在此強風(fēng)場下，無人機極易短時間內(nèi)失去控制。

山脈縱橫地理復(fù)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(qū)，群山起伏，連綿逶迤，雪峰群立，聳入云天。

這些地區(qū)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(tǒng)容易造成遮擋，影響任務(wù)執(zhí)行和飛行安全。無人直升機關(guān)鍵技術(shù)

動力匹配

高原地區(qū)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(qū)優(yōu)化設(shè)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(qū)空氣密度降低，發(fā)動機吸入的空氣減少，同等工況下發(fā)動機的有效功率也將相應(yīng)減少。

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

（1）渦軸發(fā)動機的功率富余保證需求

渦軸發(fā)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(yīng)用。

為滿足高原飛行的功率需求，采用渦軸發(fā)動機的直升機往往會換裝大功率動力，低海拔區(qū)域保持較多功率富余，高海拔地區(qū)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(tǒng)可以按相對較小的功率設(shè)計，從而減輕傳動系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量。

對于輕小型無人直升機而言，小功率渦軸發(fā)動機由于功重比、油耗、配套減速器結(jié)構(gòu)以及發(fā)動機成本等原因，應(yīng)用并不很多。

（2）活塞發(fā)動機的渦輪增壓保持功率

小功率活塞發(fā)動機由于技術(shù)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(yīng)對高原空氣密度的降低，通常在活塞發(fā)動機上安裝有廢氣渦輪增壓器，通過渦輪增壓技術(shù)彌補氣壓的降低。成熟產(chǎn)品可以達到在3000m內(nèi)輸出功率保持穩(wěn)定，在6000m時輸出功率保持800以上的能力。

以常用Rotax系列發(fā)動機為例，下圖為其系列發(fā)動機的高原特性。其中Rotax91 2iS發(fā)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(fā)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(yù)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(fā)動機對冷卻的要求尤為苛刻，除了常規(guī)的發(fā)動機水冷系統(tǒng)和滑油冷卻系統(tǒng)外，還要有高效的中冷系統(tǒng)，實現(xiàn)對進氣溫度的控制。高海拔地區(qū)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(tǒng)的散熱面積或提高散熱風(fēng)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(zhàn)。

旋翼優(yōu)化

隨著空氣密度的降低，直升機旋翼系統(tǒng)面臨的槳葉失速問題越來越突出，包括懸停狀態(tài)槳葉失速和前飛狀態(tài)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(tài)下，當(dāng)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(xiàn)失速情況。在前飛狀態(tài)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(xiàn)失速情況，從而引起升力劇烈下降，振動增加。另外，為應(yīng)對高原復(fù)雜多變的氣象條件，旋翼結(jié)構(gòu)也需做相應(yīng)的防冰/防蝕處理。

（1）采用高升力系數(shù)翼型

高原飛行的直升機往往采用具有大升力系數(shù)的槳葉翼型，但高升力系數(shù)的翼型通常具有較小的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，即高速飛行時容易出現(xiàn)激波。實際工程設(shè)計往往會根據(jù)理論最高飛行速度來進行優(yōu)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(shè)計初期采用的SC1095翼型最大升力系數(shù)約為1.2，設(shè)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(shù)在低馬赫數(shù)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(fā)散馬赫數(shù)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(shù)的提升有限。工程設(shè)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(huán)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(qū)間段內(nèi)，旋翼需用功率會隨著槳葉弦長增大而逐步降低，超過此區(qū)間段，效果就不明顯。當(dāng)弦長增大到一定程度后，槳葉型阻的增加會超過誘導(dǎo)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(dǎo)致旋翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量增加，設(shè)計中需要根據(jù)發(fā)動機功率及任務(wù)剖面進行綜合權(quán)衡、全面優(yōu)化，選取合適的實度參數(shù)。

（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(tài)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(tǒng)結(jié)構(gòu)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(xiàn)激波的風(fēng)險。因此，需要根據(jù)發(fā)動機功率儲備和飛行速度設(shè)計指標選擇合適的槳尖速度參數(shù)。

圖11為某無人直升機在5000m海拔、溫度15℃環(huán)境下無地效懸停時槳尖速度與旋翼需用功率的變化曲線?？梢钥闯觯硇栌霉β孰S著槳尖速度增加會出現(xiàn)先減小后增大的現(xiàn)象。這是由于槳葉型阻功率與槳尖速度的三次方成正比，當(dāng)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(fù)雜多變，在一次任務(wù)飛行中很可能會遇到雨雪冰雹等天氣，由于槳葉高速旋轉(zhuǎn)，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(jié)冰，嚴重影響飛行安全，需要在槳葉前緣預(yù)埋加熱絲對前緣包鐵進行加熱除冰。因此在槳葉設(shè)計中要考慮包鐵、加熱絲等結(jié)構(gòu)設(shè)計及加工工藝，還要配備較為完備的供電和溫控系統(tǒng)。

抗風(fēng)技術(shù)

高原地區(qū)氣流紊亂、風(fēng)場復(fù)雜、風(fēng)力較大，因此高原環(huán)境下的無人直升機除了要針對特殊的風(fēng)力環(huán)境進行航向穩(wěn)定性和操縱性方面的氣動設(shè)計外，還需要有相應(yīng)的高原地區(qū)抗風(fēng)策略。

直升機抗風(fēng)最薄弱的環(huán)節(jié)是抗側(cè)風(fēng)。嚴格意義上，抗側(cè)風(fēng)飛行就是保持大側(cè)滑角的一種飛行狀態(tài)。對于常規(guī)固定翼飛機而言，消除側(cè)滑永遠是飛行過程的常態(tài)，但無人直升機在某些特定任務(wù)下往往會有保持既定機頭指向的需要，特別是在大風(fēng)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(fēng)向主導(dǎo)的。所以，除了固定翼飛機在跑道起降階段有時也會短暫經(jīng)歷這一過程外，大側(cè)滑飛行可以說是無人直升機特有的飛行狀態(tài)。

（1）機體抗風(fēng)

無人直升機垂尾用于增加飛行過程的航向靜穩(wěn)定性，尾槳一方面用以平衡旋翼反扭矩，另一方面實現(xiàn)飛行中機頭指向、速度航向的穩(wěn)定和調(diào)控。這兩者對于單旋翼帶尾槳常規(guī)布局的無人直升機至關(guān)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(shè)計長尾梁垂尾結(jié)構(gòu)，以實現(xiàn)中高速度段偏航力矩系數(shù)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(fēng)標效應(yīng)，增加尾槳抵抗側(cè)風(fēng)的負載。而尾槳槳葉載荷過大，操縱性過強，一方面會導(dǎo)致偏航方向的操穩(wěn)特性不匹配，引發(fā)偏航震蕩，另一方面增加了尾槳結(jié)構(gòu)強度要求，增大了伺服作動系統(tǒng)功率，增加了系統(tǒng)重量。

因此，對于有一定抗風(fēng)能力需求的無人直升機尾部系統(tǒng)氣動和結(jié)構(gòu)設(shè)計需綜合考慮多方面的設(shè)計需要。尾槳設(shè)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(shè)計適當(dāng)配置垂尾面積，降低風(fēng)標效應(yīng)，減少尾槳抗側(cè)風(fēng)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(dǎo)數(shù)的關(guān)系。降低尾槳槳葉載荷，可以通過增加尾槳弦長實現(xiàn)，也可以通過增大尾槳直徑實現(xiàn)。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(jù)實際情況綜合選擇對應(yīng)設(shè)計參數(shù)。

（2）策略抗風(fēng)

策略抗風(fēng)是無人直升機在“機體抗風(fēng)”的基礎(chǔ)上保證飛行任務(wù)和飛行安全的重要手段。高原山區(qū)風(fēng)場紊亂、風(fēng)向多變、風(fēng)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(qū)域的氣象基本數(shù)據(jù)，難以確保全飛行任務(wù)區(qū)域和過程中不出現(xiàn)異常風(fēng)力和風(fēng)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(shè)計的抗側(cè)風(fēng)能力，這就需要從控制角度通過策略抗風(fēng)的途徑予以及時響應(yīng)、及時調(diào)整。

“策略抗風(fēng)”的根本內(nèi)涵是通過無人直升機自帶的大氣計算機（或?qū)?yīng)風(fēng)場測量裝置）數(shù)據(jù)，結(jié)合尾槳距操縱裕度來決定無人直升機偏航角的調(diào)整策略。通過上述測量數(shù)據(jù)和控制量數(shù)據(jù)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(xiàn)在飛行過程中遇到突風(fēng)超過無人直升機機體抗側(cè)風(fēng)能力時，通過及時調(diào)整機頭指向減弱側(cè)風(fēng)影響，利用好無人機的風(fēng)標效應(yīng)，短暫消除部分側(cè)滑，保證飛行安全的目的。

“策略抗風(fēng)”是無人直升機安全需求的重要支撐技術(shù)，在相應(yīng)任務(wù)載荷系統(tǒng)伺服穩(wěn)定能力進一步匹配的情況下，還可以進一步保證復(fù)雜、異常風(fēng)場條件下飛行任務(wù)的連貫性和完整性。

（3）測控通信

高原地區(qū)飛行任務(wù)復(fù)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(wèi)星通信技術(shù)或通信中繼技術(shù)。

衛(wèi)星通信技術(shù)依靠機載衛(wèi)通終端代替視距鏈路實現(xiàn)遙控、遙測和圖像信號的傳輸。衛(wèi)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(fā)模式，但需要在傳動系統(tǒng)設(shè)計時預(yù)留衛(wèi)通的結(jié)構(gòu)、供電及數(shù)據(jù)等接口;對于現(xiàn)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(wèi)通設(shè)備往往采用重復(fù)機制或旋翼間隙突發(fā)模式傳送數(shù)據(jù)，能較好地解決遮擋問題。另外加裝衛(wèi)通后會改變機身的氣動外形，需要對飛行性能和操穩(wěn)特性預(yù)先評估。

通信中繼技術(shù)依靠中繼無人直升機搭載通信中繼設(shè)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(wù)無人直升機之間的鏈路通視，由機載通信中繼設(shè)備實現(xiàn)地面站與任務(wù)機之間的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)。

結(jié)論

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