高原环境下的无人直升机关键技术研究

孙伟 宫元 张志清

恶劣的高原自然环境对无人直升机的飞行性能提出了更高要求。本文对高原特性进行了分析，对无人直升机的动力系统、旋翼系统、通信系统以及飞控策略等关键技术进行了研究和适应性改进。

我国地缘辽阔，地形复杂多样，平原、高原、山地、丘陵、盆地五种地形齐备，山区面积广大;地势西高东低，大致呈三阶梯状分布，其中第一阶梯为西南部的青藏高原，平均海拔在4000m以上，总面积约250万平方千米，占全国面积约1/4。

青藏高原自然环境恶劣、人烟稀少、交通不便。在高原地区使用无人直升机执行安全巡查、公路巡检、物流运输、电力巡线、通信中继等任务，可以大大提高作业效率，降低各类风险。

但高原地区海拔高，山脉起伏，地形复杂，空气密度低，相对气温高，气象条件复杂多变，对无人直升机的飞行性能提出了更高要求。国内现有的无人直升机尚不具备成熟的高原飞行性能，需要在动力、气动、飞控、链路等方面进行大量适应性改进设计。

高原特性

气压和空气密度低

随着海拔的上升，空气压强和密度逐渐降低。由国际标准大气环境（ISA）状态下大气密度与海拔高度的经验公式：

式中，P_a为当地平均大气压，单位为kPa;H为当地海拔高度，单位为m。

再根据当地气压和温度可得：ρ=P_a*29000/（8314/T）

（2）其中，T为绝对温度，单位为K。

对于平均海拔4000～5000m的青藏高原，其大气密度仅为海平面的580～670左右。

此外，随着海拔的升高，太阳直射对地表温度的影响也更加明显。通常，在国际标准大气环境下，海拔每升高1000m，大气温度约下降6.5℃。但高原地区受到太阳直射和地表辐射的影响，地面附近气温通常会比标准大气高20～25℃左右。例如，达旺地区错那县海拔约4380m，其夏季平均高温为13℃，比标准大气高26℃;亚东县城海拔约3057m，其夏季平均高温为13℃，比标准大气高18℃;阿里地区的日土县城海拔约4364m，其夏季平均高温为20℃，比标准大气高33℃。（注：以上均依据中国气象局公共气象服务中心资料）

气象环境复杂多变

青藏高原地区地势较平坦，地表摩擦小，高原空气稀薄，太阳辐射强且分布不均，容易造成冷热不均，形成气压梯度，山区对流强烈，雷暴冰雹等天气频繁，同时青藏高原低纬度地区受西太平洋副热带高压控制时间长，平均风速大。错那县地区4级以上风速占46%，亚东县地区4级以上风速占63%，而日土县地区4级以上风速占48%。

山区气象情况比较复杂。主要表现在气流紊乱，除了有山谷风、地方性风以外，还有比较强烈的升降气流。乱流通常在日出后逐渐发展，午后达最强，随后逐渐减弱。在迎风坡上，无人机受上升气流抬举而自动升高，在背风坡上受到下降气流的影响而降低。下降气流对飞行安全危害最为显著，在下降气流中飞行，无人直升机往往容易被下降气流带入背风坡的涡旋中。背风坡还可能出现滚筒状气流，在此强风场下，无人机极易短时间内失去控制。

山脉纵横地理复杂

以青藏高原为例，南起喜马拉雅山脉南缘，北至昆仑山、阿尔金山和祁连山北缘，西部为帕米尔高原和喀喇昆仑山脉，东及东北部与秦岭山脉西段和黄土高原相接。山脉起伏、连绵不断。又如喜马拉雅山脉和帕米尔高原地区，群山起伏，连绵逶迤，雪峰群立，耸入云天。

这些地区的县城及主要公路通常都是沿山谷修建，周边都是高耸的山峰，通视条件差，对无人机的通信链路系统容易造成遮挡，影响任务执行和飞行安全。无人直升机关键技术

动力匹配

高原地区大气压强低、气温相对较高，从而空气密度低，使得无人直升机需用功率上升。图8为某500kg级高原无人直升机整机无地效悬停需用功率随海拔高度的变化，在4000m时整机需用功率比海平面增加约34%对于未对高原地区优化设计的无人直升机，其整机需用功率对海拔高度更敏感。

同时，由于高海拔地区空气密度降低，发动机吸入的空气减少，同等工况下发动机的有效功率也将相应减少。

为了应对高原地区需用功率增加和发动机输出功率的减少，最直接的措施就是采用大功率发动机或是在高原地区仍能保持较大功率的发动机。目前，无人直升机常用的发动机有涡轴发动机和活塞发动机（含转子发动机），对这两种不同特性的发动机需采用不同的高空策略。

（1）涡轴发动机的功率富余保证需求

涡轴发动机体积小、功率大、重量轻、附件少、振动也小，在众多有人直升机上获得了大量应用。

为满足高原飞行的功率需求，采用涡轴发动机的直升机往往会换装大功率动力，低海拔区域保持较多功率富余，高海拔地区将富余功率释放使用。与追求大载重能力的低海拔直升机有所不同，高原型无人直升机的整个传动系统可以按相对较小的功率设计，从而减轻传动系统的结构重量。

对于轻小型无人直升机而言，小功率涡轴发动机由于功重比、油耗、配套減速器结构以及发动机成本等原因，应用并不很多。

（2）活塞发动机的涡轮增压保持功率

小功率活塞发动机由于技术成熟、采购成本低、维护和使用简单，在轻小型无人直升机上广泛采用。为了应对高原空气密度的降低，通常在活塞发动机上安装有废气涡轮增压器，通过涡轮增压技术弥补气压的降低。成熟产品可以达到在3000m内输出功率保持稳定，在6000m时输出功率保持800以上的能力。

以常用Rotax系列发动机为例，下图为其系列发动机的高原特性。其中Rotax91 2iS发动机未采用涡轮增压，功率衰减很明显，在4000m海拔时仅有600的功率;Rotax914发动机采用了压比2.5的废气涡轮，但未采用中冷器，在4000m海拔时能保持850的功率，高空功率下降也比较明显;如换装压比3.5的废气涡轮，并增加了中冷器，预期可以做到6000m使用仍能保持950的功率的理论水平。

高原增压发动机对冷却的要求尤为苛刻，除了常规的发动机水冷系统和滑油冷却系统外，还要有高效的中冷系统，实现对进气温度的控制。高海拔地区空气密度降低较多，空气冷却的效果會大打折扣，往往会采取混合冷却的途径。即使这样，可能还需要同步加大各系统的散热面积或提高散热风速，这对小型无人直升机的安装空间和载荷能力又带来了更多的挑战。

旋翼优化

随着空气密度的降低，直升机旋翼系统面临的桨叶失速问题越来越突出，包括悬停状态桨叶失速和前飞状态后行桨叶失速问题等。随着海拔的升高，空气密度下降明显。为了保持足够的升力，旋翼总距会显著加大。悬停或小速度状态下，当桨叶剖面迎角接近或超过翼型最大失速迎角时，就会引起气流分离，出现失速情况。在前飞状态下，后行桨叶在旋翼挥舞的影响下迎角会大于前行桨叶，海拔升高时后行桨叶会更早出现失速情况，从而引起升力剧烈下降，振动增加。另外，为应对高原复杂多变的气象条件，旋翼结构也需做相应的防冰/防蚀处理。

（1）采用高升力系数翼型

高原飞行的直升机往往采用具有大升力系数的桨叶翼型，但高升力系数的翼型通常具有较小的阻力发散马赫数，即高速飞行时容易出现激波。实际工程设计往往会根据理论最高飞行速度来进行优化，如在桨叶外段选择合适的同系列薄翼型布置，或采取一定的桨尖后掠来弥补等。

如UH-60“黑鹰”直升机，在设计初期采用的SC1095翼型最大升力系数约为1.2，设计定型时将SC1095翼型前缘下垂，形成新的SC1094R8翼型，其最大升力系数在低马赫数下可达1.5，从而使黑鹰直升机具备很好的高原飞行特性。

下图为“黑鹰”直升机采用的桨叶翼型及展向布置，在气动效率最高的展向0.5～0.8处布置SC1094R8翼型，而在桨尖采用有较高阻力发散马赫数的SC1095翼型来降低高速飞行时的桨叶阻力。

（2）降低桨叶载荷

因为有上述影响存在，翼型升力系数的提升有限。工程设计中还通过降低桨叶单位面积的升力载荷来有效延缓桨叶的失速。通常做法是增大桨叶弦长，也即增大旋翼实度。

图10为某无人直升机在5000m海拔、温度15℃环境下无地效悬停时桨叶弦长与旋翼需用功率的变化曲线。可以看出，在某一区间段内，旋翼需用功率会随着桨叶弦长增大而逐步降低，超过此区间段，效果就不明显。当弦长增大到一定程度后，桨叶型阻的增加会超过诱导阻力的减小，反而使得需用功率逐步增加。旋翼实度的增加也会导致旋翼系统结构重量增加，设计中需要根据发动机功率及任务剖面进行综合权衡、全面优化，选取合适的实度参数。

（3）提高桨尖速度

提高桨尖速度可以显著降低旋翼总距，从而延缓高原飞行状态下的桨叶失速。但桨尖速度的增加也会引起桨叶离心力增加，从而进一步增加旋翼系统结构重量。此外，桨尖速度的增加也会引起旋翼型阻功率的增加和前飞时更早出现激波的风险。因此，需要根据发动机功率储备和飞行速度设计指标选择合适的桨尖速度参数。

图11为某无人直升机在5000m海拔、温度15℃环境下无地效悬停时桨尖速度与旋翼需用功率的变化曲线。可以看出，旋翼需用功率随着桨尖速度增加会出现先减小后增大的现象。这是由于桨叶型阻功率与桨尖速度的三次方成正比，当桨尖速度增大到一定程度后，型阻功率的占比快速增大，会使得需用功率也随之增加。

（4）防冰/防蚀处理

高原气象复杂多变，在一次任务飞行中很可能会遇到雨雪冰雹等天气，由于桨叶高速旋转，需要对桨叶前缘增加包铁以抵抗雨滴、冰雹的撞击。另外，在飞行中遇到带雨云层、冻雨、湿雪或过冷水滴时桨叶容易结冰，严重影响飞行安全，需要在桨叶前缘预埋加热丝对前缘包铁进行加热除冰。因此在桨叶设计中要考虑包铁、加热丝等结构设计及加工工艺，还要配备较为完备的供电和温控系统。

抗风技术

高原地区气流紊乱、风场复杂、风力较大，因此高原环境下的无人直升机除了要针对特殊的风力环境进行航向稳定性和操纵性方面的气动设计外，还需要有相应的高原地区抗风策略。

直升机抗风最薄弱的环节是抗侧风。严格意义上，抗侧风飞行就是保持大侧滑角的一种飞行状态。对于常规固定翼飞机而言，消除侧滑永远是飞行过程的常态，但无人直升机在某些特定任务下往往会有保持既定机头指向的需要，特别是在大风情况的悬停及中、低速以下飞行过程中，空速方向几乎就是由风向主导的。所以，除了固定翼飞机在跑道起降阶段有时也会短暂经历这一过程外，大侧滑飞行可以说是无人直升机特有的飞行状态。

（1）机体抗风

无人直升机垂尾用于增加飞行过程的航向静稳定性，尾桨一方面用以平衡旋翼反扭矩，另一方面实现飞行中机头指向、速度航向的稳定和调控。这两者对于单旋翼带尾桨常规布局的无人直升机至关重要。虽然共轴双旋翼无人机不需要通过尾桨平衡旋翼反扭矩，但为获得较好的飞行速度特性，一般也会设计长尾梁垂尾结构，以实现中高速度段偏航力矩系数的合理配置。

但垂尾也会增加尾桨的阻塞，还会引起过强的风标效应，增加尾桨抵抗侧风的负载。而尾桨桨叶载荷过大，操纵性过强，一方面会导致偏航方向的操稳特性不匹配，引发偏航震荡，另一方面增加了尾桨结构强度要求，增大了伺服作动系统功率，增加了系统重量。

因此，对于有一定抗风能力需求的无人直升机尾部系统气动和结构设计需综合考虑多方面的设计需要。尾桨设计可以适度降低尾桨桨叶载荷，保留足够的尾桨操纵裕度。垂尾设计适当配置垂尾面积，降低风标效应，减少尾桨抗侧风的压力。

图12为某无人直升机在5000m海拔、标准大气温度下尾桨叶弦长与航向操纵导数的关系。降低尾桨桨叶载荷，可以通过增加尾桨弦长实现，也可以通过增大尾桨直径实现。增加实度会增大尾桨消耗功率，增大直径虽可减小消耗功率，但会引起全机尺寸增加和重量增加，因此需要根据实际情况综合选择对应设计参数。

（2）策略抗风

策略抗风是无人直升机在“机体抗風”的基础上保证飞行任务和飞行安全的重要手段。高原山区风场紊乱、风向多变、风力难测，无人直升机飞行的气象保障条件有限，往往仅能获知起降操纵区域的气象基本数据，难以确保全飞行任务区域和过程中不出现异常风力和风向的情况。这种情况下往往可能瞬间超出气动及机体（主要是尾桨）设计的抗侧风能力，这就需要从控制角度通过策略抗风的途径予以及时响应、及时调整。

“策略抗风”的根本内涵是通过无人直升机自带的大气计算机（或对应风场测量装置）数据，结合尾桨距操纵裕度来决定无人直升机偏航角的调整策略。通过上述测量数据和控制量数据的融合处理，制定合理的机头指向“锁定、退出、再锁定”的控制策略，以实现在飞行过程中遇到突风超过无人直升机机体抗侧风能力时，通过及时调整机头指向减弱侧风影响，利用好无人机的风标效应，短暂消除部分侧滑，保证飞行安全的目的。

“策略抗风”是无人直升机安全需求的重要支撑技术，在相应任务载荷系统伺服稳定能力进一步匹配的情况下，还可以进一步保证复杂、异常风场条件下飞行任务的连贯性和完整性。

（3）测控通信

高原地区飞行任务复杂，航线周边山峰林立，而地面测控车辆受地形阻挡容易造成视距链路的中断，因此有必要在高原无人直升机上采用卫星通信技术或通信中继技术。

卫星通信技术依靠机载卫通终端代替视距链路实现遥控、遥测和图像信号的传输。卫通天线最适合布置在桨毂顶端，可直接避开旋翼遮挡，不需改变信号收发模式，但需要在传动系统设计时预留卫通的结构、供电及数据等接口;对于现有无人直升机可布置在机身上部，但需要解决旋翼和机身对天线的遮挡问题，目前机载卫通设备往往采用重复机制或旋翼间隙突发模式传送数据，能较好地解决遮挡问题。另外加装卫通后会改变机身的气动外形，需要对飞行性能和操稳特性预先评估。

通信中继技术依靠中继无人直升机搭载通信中继设备在一定的高度进行巡航飞行，能同时满足与地面站和任务无人直升机之间的链路通视，由机载通信中继设备实现地面站与任务机之间的数据转发。

结论

我国高原地域广阔，地形地貌复杂，对高原环境下无人直升机有迫切需求，但高原地区空气密度低、气温相对较高、地表风速大、地形起伏多变，需要着重解决动力系统、旋翼系统、通信系统以及飞控策略等关键技术才能发挥高原环境下无人直升机的最大使用效能。