Helicopter Landing Trajectory Optimization after Tail Rotor Control Failure in Different Collective Pitch

Xufei Yan,Renliang Chen,Ji Xin

doi:10.1051/jnwpu/20193761138

Abstract

This paper studies helicopter optimal landing and control procedure after tail rotor control failure (TRCF) in different collective pitch. The optimal control problem of landing after tail rotor control failure was solved numerically by direct multiple shooting method and sequential quadratic programming. A sample helicopter optimal landing procedures after tail rotor control failure in large collective pitch and small collective pitch were investigated respectively. As can be seen from the results, when the tail rotor is stuck at large collective pitch, the tail rotor provides a large lateral force, which facilitates landing with small forward speed and descent rate in a large power state. The pilot can maintain stability of heading by side slipping. When the tail rotor is stuck at small collective pitch, the tail rotor provides a small lateral force, which is favorable for flying near economic speed, but difficult for a safe landing. A normal landing maneuver will cause a high yaw rate at touchdown, which is dangerous. Therefore, autorotation is preferred during touchdown because the landing is more secure with small yaw rate. The trajectory optimization method of helicopter safe landing after tail rotor control failure can provide a reference for flight test.

Highlights

近年来,国内外针对直升机尾桨距卡滞问题做了一些研究。其中文献[3] 提出了模拟各类尾桨故障的试飞与处理方法;文献[4] 主要进行了小尾桨距卡滞的着陆试飞, 并给出了不同尾桨距卡滞时的基本操纵建议;文献[5] 对机械故障造成的尾桨距卡滞提出了评估方案,确保可以安全地进行飞行试验研究。为了降低尾桨故障的概率,文献[6⁃9] 研究了新的尾桨结构与传动系统。文献[ 10⁃12] 发展了新的尾桨故障监测系统,从而能快速发现并辨识尾桨故障。文献[1] 对直升机各类尾桨故障( 包括卡滞) 后的安全飞行进行了数值仿真, 并提出了在特定飞行条件下使其重新配平的控制方案;文献[ 13] 提出了一种控制方法来保证无人直升机在悬停状态下尾桨距卡滞后的安全飞行;文献[ 14] 讨论了直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的安全飞行问题,并进行了驾驶员在环的飞行仿真,使其改出至稳定飞行状态。可以看出,目前尚未有通过数值仿真的方法研究直升机遭遇尾桨距卡滞后安全着陆的相关问题。
This paper studies helicopter optimal landing and control procedure after tail rotor control failure ( TRCF) in different collective pitch
As can be seen from the results, when the tail rotor is stuck at large collective pitch, the tail rotor provides a large lateral force, which facilitates landing with small forward speed and descent rate in a large power state

Summary

Introduction

近年来,国内外针对直升机尾桨距卡滞问题做了一些研究。其中文献[3] 提出了模拟各类尾桨故障的试飞与处理方法;文献[4] 主要进行了小尾桨距卡滞的着陆试飞, 并给出了不同尾桨距卡滞时的基本操纵建议;文献[5] 对机械故障造成的尾桨距卡滞提出了评估方案,确保可以安全地进行飞行试验研究。为了降低尾桨故障的概率,文献[6⁃9] 研究了新的尾桨结构与传动系统。文献[ 10⁃12] 发展了新的尾桨故障监测系统,从而能快速发现并辨识尾桨故障。文献[1] 对直升机各类尾桨故障( 包括卡滞) 后的安全飞行进行了数值仿真, 并提出了在特定飞行条件下使其重新配平的控制方案;文献[ 13] 提出了一种控制方法来保证无人直升机在悬停状态下尾桨距卡滞后的安全飞行;文献[ 14] 讨论了直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的安全飞行问题,并进行了驾驶员在环的飞行仿真,使其改出至稳定飞行状态。可以看出,目前尚未有通过数值仿真的方法研究直升机遭遇尾桨距卡滞后安全着陆的相关问题。 4) 本节得到的最优着陆轨迹和操纵过程,与飞行试验( 文献[3⁃4] ) 中对直升机大尾桨距卡滞后安全着陆提出的建议相符,即:当尾桨卡在大桨距时, 采用大功率( 小速度) 就能保持方向的平衡,可操纵总距保持方向和侧滑角直到接地。说明本节的数值仿真结果较为合理。从图 4 和图 5 可以得出以下结论: 1) 对于常规着陆( 实线部分),驾驶员首先把旋翼总距降低至最小( 见图 5b)) 以降低旋翼扭矩, 并使直升机斜向下飞行(见图 4e))。直升机下降率较大(见图 4c)),出现向左横滚响应( 见图 4f)),驾驶员通过小幅的横向周期变距操纵稳定滚转角( 见图 5c))。除此之外,由于此时旋翼扭矩过小,因此较小的尾桨侧向力仍会使直升机出现一定的小幅向右偏航运动( 见图 4h) 和图 4i))。随后,驾驶员开始增大旋翼总距,下降率减小,准备着陆。在这期间,驾驶员通过纵向周期变距( 见图 5d)) 增大俯仰角,使前飞速度减小至着陆允许的最大值 ( 见图 4a) ) ,从而在着陆时尽量减小直升机的需用功率 (即旋翼扭矩)。最后在触地前,驾驶员过纵向周期 2) 对于离地 3 m 自转着陆(虚线部分),驾驶员在前期的操纵策略与常规着陆过程基本一致,但幅度更小一些。因此直升机的滚转和俯仰姿态角变化更加平缓(见图 4f)和图 4g))。从图 5a) 可以看出, 直升机需用功率一直保持在较低水平,因此偏航角速度基本维持在 0° / s 左右( 见图 4h) ) 。在第 10 s 时,直升机稳定飞行,并保持高度 3 m,准备自转着陆。驾驶员首先关闭油门,并通过纵向周期变距增大俯仰角,从而进一步减小直升机前飞速度( 见图 4a)),然后逐渐降低旋翼总距使其慢慢着陆( 见图 5b)),期间继续稳定姿态。最后在触地前降低俯仰角使直升机安全着陆( 见图 4g))。可以看出,最后侧向速度与下降率均接近 0 m / s ( 见图 4b) 和图 4c)),且偏航角速度也接近 0 m / s( 见图 4h)),因此着陆更为安全。这是因为自转着陆时,发动机不再向旋翼输出扭矩,因此在小尾桨距卡滞的情况下,直升机仍可以在着陆时保持偏航姿态的稳定 ( 见图 4i))。自转着陆需要的时间和飞行距离比常规着陆要更长一些。

Results

Conclusion