屈高敏，李二博，李繼廣

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

0 引言

大迎角飛行能力是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機(jī)基本要求，也是各種民用飛行器操作過程中不可以避免的一種狀態(tài)。但是，大迎角飛行是一種十分危險的飛行狀態(tài)，是誘發(fā)尾旋事故的重要因素[1]。尾旋事故具有改出困難、傷亡率高等特點，是飛機(jī)面臨最危險的情景之一。據(jù)美國對2000年至2013年96起A類重大無人機(jī)事故統(tǒng)計報告顯示，無人機(jī)事故率遠(yuǎn)高于有人機(jī)。其中，操作失誤引起的事故占到了總事故量的31%[2]。因此，提高無人機(jī)處理各種事故的應(yīng)急能力至關(guān)重要。

尾旋是一種非線性特性強(qiáng)、狀態(tài)耦合嚴(yán)重、舵面操縱效率低的過失速飛行運動。所以，在尾旋狀態(tài)下，很難對無人機(jī)的飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)整。因此，根據(jù)尾旋發(fā)生的機(jī)理對各飛行狀態(tài)進(jìn)行時序性控制至關(guān)重要[1]。文獻(xiàn)[3-5]指出，對尾旋飛行狀態(tài)認(rèn)知識別是尾旋控制的關(guān)鍵。同時，由于舵面操縱效率限制，在對尾旋進(jìn)行改出控制時，面臨著舵機(jī)速率飽和所引起的振蕩問題。

針對尾旋改出控制和舵機(jī)速率飽和問題，研究人員提出很多解決方法。黃漢橋等人在認(rèn)識尾旋特性的基礎(chǔ)上，提出了動態(tài)逆設(shè)計方法[1]。劉凱提出了舵機(jī)飽和約束條件下的尾旋改出方法[6]。Sinha N K提出了滑?？刂品椒╗7]。Herrmann G針對飽和控制問題提出了動態(tài)逆方法[8]。Yildiz Y 應(yīng)用控制分配方法解決了舵面飽和問題[9]。Backstepping設(shè)計方法具有處理非線性的能力，并且可以根據(jù)系統(tǒng)的相應(yīng)要求，嚴(yán)格實現(xiàn)控制要求，相較于其它非線性控制方法具有明顯的優(yōu)勢[10-13]。另外，尾旋控制的時序性是十分適合應(yīng)用Backstepping方法來處理。

本文針對無人機(jī)的尾旋特性，分析了尾旋發(fā)生的機(jī)理。并根據(jù)尾旋過程中，強(qiáng)非線性、耦合性和舵機(jī)速率飽和的問題，提出了時序控制策略。

1 尾旋機(jī)理分析

1.1 尾旋狀態(tài)下無人機(jī)的運動

某無人機(jī)圖片和尾旋下落時的狀態(tài)如圖1所示。從圖1可知，該機(jī)為一款大展弦比、電力驅(qū)動的常規(guī)布局無人機(jī)。在進(jìn)入深度尾旋狀態(tài)后，無人機(jī)幾乎以垂直角度下墜。

圖1 某無人機(jī)實物和尾旋下落時的狀態(tài)

無人機(jī)進(jìn)入尾旋后的墜落軌跡如圖2所示。從圖2可知，尾旋下墜過程中，無人機(jī)的運動狀態(tài)呈現(xiàn)螺旋下降軌跡。

圖2 無人機(jī)進(jìn)入尾旋后的墜落軌跡

1.2 尾旋特性分析

無人機(jī)從穩(wěn)定飛行狀態(tài)到深度尾旋過程的姿態(tài)角響應(yīng)如圖3～圖5所示。

圖3 無人機(jī)俯仰角響應(yīng)

圖4 無人機(jī)滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)

圖5 無人機(jī)偏航角響應(yīng)

無人機(jī)從平飛到尾旋的姿態(tài)響應(yīng)過程可知，此次尾旋事故的直接誘因是俯仰角快速拉升使得無人機(jī)快速抬頭，從而造成迎角超過失速迎角而引發(fā)的。失速迎角狀態(tài)使得無人機(jī)升力減小，無人機(jī)快速低頭、滾轉(zhuǎn)墜落，引發(fā)尾旋事故。

1.3 尾旋機(jī)理分析

從該無人機(jī)尾旋事故實例和歷史上眾多的尾旋事故來看，尾旋事故的誘因大多為大迎角狀態(tài)下的失速。尾旋的直觀表現(xiàn)包括機(jī)翼自旋、航向發(fā)散和滾轉(zhuǎn)發(fā)散等等。

機(jī)翼自旋主要是由機(jī)翼上的法向力所引起，類似于氣動力(力矩)系數(shù)，定義無人機(jī)機(jī)翼自旋系數(shù)為CS，則：

CS=CLcosα+Cdsinα

(1)

式中，CL是升力系數(shù)，Cd是阻力系數(shù)，α是飛行迎角。

一般情況下，無人機(jī)的升阻比在10以上。因此，自旋系數(shù)中起主要作用的是升力系數(shù)。在失速迎角條件下，迎角增大，無人機(jī)的升力系數(shù)減小；迎角減小，無人機(jī)的升力系數(shù)卻增大。因此，此時自旋阻尼是使無人機(jī)自旋加速。

無人機(jī)機(jī)翼自旋則會引起側(cè)滑角的產(chǎn)生。側(cè)滑角的存在使得無人機(jī)左右機(jī)翼升力不對稱，使得無人機(jī)的航向發(fā)生改變。此時，無人機(jī)方向舵的方向穩(wěn)定性喪失，使得無人機(jī)航向發(fā)散。

同時，側(cè)滑還會引起無人機(jī)繞速度軸滾轉(zhuǎn)。無人機(jī)在繞速度矢量轉(zhuǎn)動時，會導(dǎo)致慣性耦合效應(yīng)的產(chǎn)生。假設(shè)無人機(jī)在滾轉(zhuǎn)時的側(cè)滑角很小，則機(jī)體軸角速度到氣流坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換可通過下式表示：

(2)

(psqsrs)T和(pqr)T分別為氣流坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系的角速度。則慣性力矩可表示為：

Mic=(Iz-Ix)pr

(3)

(4)

由式(3)和式(4)可得：

(5)

由式(5)可知，慣性耦合引起的俯仰力矩的大小和氣流坐標(biāo)系下滾轉(zhuǎn)角速度的平方成正比，且隨2倍相對迎角的正弦值快速變化。慣性耦合力矩的存在使得無人機(jī)的迎角進(jìn)一步增大。

2 尾旋控制策略

從上面分析可知，尾旋的根本原因是迎角太大而引起的失速和失速過程中伴隨著滾轉(zhuǎn)和偏航現(xiàn)象。因此，對尾旋改出的根本在于對迎角的控制。然而，深度尾旋狀態(tài)下直接控制無人機(jī)的迎角反而會帶來更加嚴(yán)重的后果。原因如下：第一，升降舵等控制舵面存在角速率限制和偏轉(zhuǎn)角度限制。在這些物理條件限制下，舵面的操縱效率不足以直接將無人機(jī)從失速狀態(tài)下改出。第二，在大迎角失速狀態(tài)下，無人機(jī)的氣動舵面操縱效率下降。第三，在滾轉(zhuǎn)角較大的情況下，對無人機(jī)的迎角進(jìn)行控制會增加無人機(jī)的慣性耦合上仰力矩，使得失速情況更加惡化。

因此，對尾旋的改出控制要在降低滾轉(zhuǎn)和偏航的前提下進(jìn)行。也就是說，尾旋改出控制的關(guān)鍵是控制指令下達(dá)的時序特性。根據(jù)以上分析，則對尾旋改出的控制順序如下：

Step 1：抑制滾轉(zhuǎn)。主要依靠副翼舵面，對尾旋改出控制首先要給出滾轉(zhuǎn)控制指令，以消除滾轉(zhuǎn)帶來的慣性耦合力矩。

Step 2：減小迎角。對迎角控制是尾旋改出的核心。當(dāng)無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)降低之后，迅速給出迎角控制指令。對迎角的控制一般采用升降舵。但是，此時升降舵的操縱效率依然很低。因此，該步驟對迎角控制的目的僅僅是將無人機(jī)的迎角減小到失速迎角之下。

Step 3：姿態(tài)控制。當(dāng)無人機(jī)的迎角減小到失速迎角之后，接下來應(yīng)對無人機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整。如果無人機(jī)還具有一定的高度，應(yīng)保持一段時間的俯沖加速，使得無人機(jī)重新獲得速度，以提高接下來尾旋改出氣動舵面的操縱效率。

Step 4：當(dāng)無人機(jī)獲得一定的速度，滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)得到有效抑制后，給出拉平和爬升指令，使得無人機(jī)從尾旋俯沖狀態(tài)下改出。

這種時序控制策略不僅針對尾旋特性進(jìn)行了針對性的操作，而且避免多通道控制帶來的耦合影響。

3 結(jié)語

本文通過一起事故，分析了無人機(jī)尾旋事故機(jī)翼自旋、航向發(fā)散和滾轉(zhuǎn)發(fā)散等現(xiàn)象發(fā)生的機(jī)理，并在尾旋機(jī)理分析的基礎(chǔ)上，得出了尾旋改出的關(guān)鍵在于對迎角的控制。分析了在深度尾旋狀態(tài)下，直接控制無人機(jī)的迎角反而會帶來更加嚴(yán)重的后果，通過采用時序控制策略，有效解決了尾旋控制面臨著氣動舵面操縱效率低、耦合嚴(yán)重，以及控制舵面的角速率飽和而誘發(fā)姿態(tài)振蕩等問題。