复合式高速无人直升机飞行动力学建模与控制策略设计

doi:10.7527/S1000-6893.2024.29848

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复合式高速无人直升机飞行动力学建模与控制策略设计

聂博文¹^,², 王亮权¹^,², 黄志银¹^,², 何龙¹^,³, 杨仕鹏¹^,², 颜鸿涛⁴, 章贵川²()

^1.空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室，绵阳 621000
^2.中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，绵阳 621000
^3.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191
^4.中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，绵阳 621000

收稿日期:2023-11-08 修回日期:2023-11-20 接受日期:2024-02-27 出版日期:2024-05-15 发布日期:2024-03-13
通讯作者: 章贵川 E-mail:zgc29@163.com
基金资助:
省部级项目

Flight dynamics modeling and control scheme design of compound high-speed unmanned helicopters

Bowen NIE¹^,², Liangquan WANG¹^,², Zhiyin HUANG¹^,², Long HE¹^,³, Shipeng YANG¹^,², Hongtao YAN⁴, Guichuan ZHANG²()

^1.State Key Laboratory of Aerodynamics，Mianyang 621000，China
^2.Low Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 　621000，China
^3.School of Aeronautic Science and Engineering，Beihang University，Beijing 　100191，China
^4.Aerospace Technology Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 　621000，China

Received:2023-11-08 Revised:2023-11-20 Accepted:2024-02-27 Online:2024-05-15 Published:2024-03-13
Contact: Guichuan ZHANG E-mail:zgc29@163.com
Supported by:
Provincial and Ministerial Project

摘要/Abstract

摘要：

复合式高速无人直升机主要具有旋翼、机翼、螺旋桨、机身和平/垂尾等气动部件。各个部件之间的气动干扰复杂且会随前飞速度强烈、快速地变化，必须根据前飞速度修正飞行动力学模型参数，以获得较高的模型置信度；同时，必须根据前飞速度调整飞行控制策略，动态实现整个速度包线稳定可控飞行。为此，建立了复合式高速无人直升机飞行动力学机理模型，利用全机组合风洞配平试验数据进行了模型修正，有效提高了数学模型置信度；在配平点处，将非线性动力学模型线性化，获得了开环本体动力学特性随前飞速度的演化规律，并评估了控制增稳系统对闭环操稳性能的改善效果；在经典控制架构基础上，针对复合式高速无人直升机的升力、推力和偏航复合特性，设计了前馈补偿、回路加权和控制分配策略，并开展了仿真和试飞验证。研究结果表明：所建立的非线性动力学模型具有较高置信度，数学模型配平结果与风洞试验配平试验结果一致性较好；高/低阶线性模型的特征根分布规律基本一致，操纵响应历程与非线性动力学模型吻合较好；速度包线范围内升力、推力、航向复合飞行控制策略的有效性通过了飞行仿真检验；成功开展了国内首款300 kg级复合式高速无人直升机原理样机试飞，验证了悬停和小速度状态下的飞行控制策略有效性。

关键词: 复合式高速直升机, 飞行动力学, 风洞试验, 控制策略, 飞行仿真, 飞行试验

Abstract:

The compound high-speed unmanned helicopter consists mainly of the aerodynamic components such as rotor， wing， propeller， fuselage， and horizontal & vertical tails. Aerodynamic interferences between components can be complex and vary rapidly with the forward flight speed. To achieve a high level of model confidence， it is necessary to correct the flight dynamics model parameters according to the forward flight speed. Besides， the flight control scheme must be adjusted accordingly to achieve stable and controllable flight throughout the entire speed envelope. A model for the flight dynamics of the compound high-speed unmanned helicopter is presented. The model is corrected based on wind tunnel trimming tests to enhance the confidence of the mathematical model. At the trimming point， the non-linear dynamics model is linearized to obtain the evolution of the open-loop dynamics with the forward flight speed. The effect of the control augmentation system on the closed-loop steering stability performance is also evaluated. Based on the classical control approach， a set of practical feed-forward compensation， loop weighting， and control allocation schemes are designed considering the lift， thrust， and yaw characteristics of the compound high-speed unmanned helicopter. Simulation and test flight verification are carried out to confirm the effectiveness of these schemes. The results show that the proposed nonlinear dynamic model has high confidence， and the consistency between the trim results of the mathematical model and wind tunnel tests is good. The distribution of eigenvalues of the high/low-order linear models is basically consistent and the maneuver response characteristics are in good agreement with the nonlinear dynamic model. The flight simulation preliminarily validates the effectiveness of the compound scheme for lift， thrust， and yaw. The successful flight test of the first 300 kg prototype in China validates the compound flight control scheme in hover and low-speed flight.

Key words: compound high-speed helicopter, flight dynamics, wind tunnel test, control scheme, flight simulation, flight test

中图分类号:

V249.122

聂博文, 王亮权, 黄志银, 何龙, 杨仕鹏, 颜鸿涛, 章贵川. 复合式高速无人直升机飞行动力学建模与控制策略设计[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529848-529848.

Bowen NIE, Liangquan WANG, Zhiyin HUANG, Long HE, Shipeng YANG, Hongtao YAN, Guichuan ZHANG. Flight dynamics modeling and control scheme design of compound high-speed unmanned helicopters[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(9): 529848-529848.

图/表 28

图 1

表 1

表 2

复合式高速无人直升机操纵面

舵面	数值	舵面	数值
$Ω Ω P$ /（r·min^-1）	880/4 000	$δ c o l P$ /（°）	-15~40
$δ c o l$ /（°）	0~12	$δ p e d P$ /（°）	-15~40
$δ l o n$ /（°）	-8~8	$δ r$ /（°）	-30~30
$δ l a t$ /（°）	-8~8

表 2

图 2

图3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

图 18

图 19

表 3

飞行控制模式定义

控制通道	控制模式	控制回路
垂向通道	1—爬升速度控制	$h ˙ ← δ c o l$
垂向通道	2—高度保持	$h ← δ c o l$
纵向通道	1—俯仰角控制	$θ ← δ l o n$
	2—前飞速度控制	$θ ← δ l o n, u ← δ c o l P$
	3—悬停位置粗调	$θ ← δ l o n, Δ x ← δ c o l P$
	4—悬停位置精调	$Δ x ← θ ← δ l o n$
横向通道	1—滚转角控制	$ϕ ← δ l a t$
	2—侧向速度控制	$v ← ϕ ← δ l a t$
	3—悬停位置控制	$Δ y ← ϕ ← δ l a t$
	4—航迹角控制	$χ ← ϕ ← δ l a t$
	5—侧偏位移控制	$y ← ϕ ← δ l a t$
航向通道	1—前飞偏航角控制	$ψ ← δ p e d P, ψ ← δ r$
航向通道	2—前飞侧滑角控制	$β ← δ p e d P, β ← δ r$

表 3

图 20

图 21

图 22

图 23

图 24

图 25

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

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部件	参数	数值
全机	起飞质量/kg	300
全机	机体尺寸（长×宽×高）/（m×m×m）	3.4×2.3×1.5
旋翼	直径/m	4.3
旋翼	桨叶数量/片	2
螺旋桨	直径/m	0.82
螺旋桨	桨叶数量/片	3