無人機(jī)自動(dòng)控制仿真系統(tǒng)研究與實(shí)現(xiàn)

王智超，王林林，劉 春

(沈陽航空航天大學(xué)航空宇航工程學(xué)院，遼寧 沈陽 110136)

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，無人機(jī)越來越走向高精度和小型化的道路，導(dǎo)航控制方式也由遙控方式向自主和智能方向發(fā)展，所以就要求作為控制核心的飛行控制系統(tǒng)具有精度高、體積小、穩(wěn)定性好等特點(diǎn)［1］。

飛行控制系統(tǒng)的核心是:飛行控制系統(tǒng)和導(dǎo)航系統(tǒng)。GPS定位系統(tǒng)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域，使用GPS定位系統(tǒng)導(dǎo)航的某型號(hào)無人機(jī)控制方式包括以下3種:

(1)手動(dòng)飛行。用操作桿操縱無人機(jī)飛行;

(2)手動(dòng)半自動(dòng)飛行。用手動(dòng)遙控指令結(jié)合自動(dòng)控制調(diào)整控制無人機(jī)飛行;

(3)程控自動(dòng)飛行。使用真實(shí)飛機(jī)驗(yàn)證導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的可靠性存在一定的風(fēng)險(xiǎn)，而且在訓(xùn)練無人機(jī)操作手時(shí)操作失誤的幾率更大，所以采用在實(shí)驗(yàn)室里采用計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)模擬無人機(jī)的飛行，在地面對(duì)其導(dǎo)航和控制系統(tǒng)進(jìn)行仿真，設(shè)計(jì)導(dǎo)航和控制系統(tǒng)。通過模擬地面控制臺(tái)遙控指令或控制手柄來控制無人機(jī)的飛行，可以訓(xùn)練操作手在復(fù)雜環(huán)境下操作無人機(jī)的能力［2］。

1 實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)組成

1.1 總體設(shè)計(jì)

系統(tǒng)主要有以下組成部分:無人機(jī)模型系統(tǒng)、飛行環(huán)境模擬系統(tǒng)、飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型、飛行控制臺(tái)、GPS導(dǎo)航模型系統(tǒng)，控制系統(tǒng)等。其設(shè)計(jì)示意圖如圖1如示:

圖1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)示意圖

1.2 仿真系統(tǒng)工作流程

通過GPS獲取無人機(jī)位置坐標(biāo)，將WGS－84坐標(biāo)系［3］轉(zhuǎn)化為空間直角坐標(biāo)，將這些數(shù)據(jù)傳輸給飛行控制系統(tǒng)。飛行控制系統(tǒng)根據(jù)導(dǎo)航數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)控制無人機(jī)的姿態(tài)角，并將這些角度傳送給飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算飛機(jī)的飛行數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)模擬飛行，然后由OSG仿真系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)顯示出來。對(duì)無人機(jī)飛行軌跡和真實(shí)航線軌跡數(shù)據(jù)對(duì)比，即可驗(yàn)證導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性和正確性。加設(shè)飛行環(huán)境模擬系統(tǒng)，將飛行環(huán)境模擬系統(tǒng)的數(shù)據(jù)導(dǎo)入到動(dòng)力學(xué)模型來模擬風(fēng)、雨等天氣對(duì)無人機(jī)飛行的影響，從而增加仿真系統(tǒng)的真實(shí)性。

2 控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

飛行控制系統(tǒng)分為飛機(jī)姿態(tài)控制回路和航跡飛行控制回路，飛機(jī)姿態(tài)控制回路包括俯仰角控制回路、滾轉(zhuǎn)角控制回路、偏航角控制回路。其中俯仰角控制回路決定縱向飛行的穩(wěn)定性;滾轉(zhuǎn)角控制回路和偏航角控制回路決定了橫向飛行的穩(wěn)定性［4］。飛機(jī)姿態(tài)控制回路決定了飛機(jī)的穩(wěn)定性，每種飛機(jī)都有自己的控制律，可以適當(dāng)?shù)卣{(diào)整增益系數(shù)的大小，既可以達(dá)到飛機(jī)的性能指標(biāo)［5］。

2.1 航向糾偏控制回路

航線飛行時(shí)，偏離航線的飛行通過副翼和方向舵協(xié)調(diào)控制予以糾正，這種控制的特點(diǎn)是航向信號(hào)送到副翼通道，同時(shí)副翼通道工作后產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)信號(hào)引入方向舵通道，具有一定角度的轉(zhuǎn)彎狀態(tài)下其控制律為式1:

其中φ為滾轉(zhuǎn)角，φ為偏航角，φg為給定航向角;Kφ、Kz、Kφ、Kφ.、Kφ

.為增益系數(shù)。通過實(shí)驗(yàn)測(cè)試可以得到增益系數(shù)的大小。飛機(jī)實(shí)時(shí)位置到航線的水平距離作為側(cè)偏距，即Δz，如圖2所示

圖2 航跡仿真示意圖

P0點(diǎn)是飛機(jī)某一時(shí)刻的位置，可以從導(dǎo)航系統(tǒng)獲得。當(dāng)前航線方向是從p1航點(diǎn)飛向p2點(diǎn)。側(cè)偏距的長(zhǎng)度等于p0在xoy平面的投影p'1到當(dāng)前航線p1p2在xoy平面的投影p'1p'2的距離，如圖2所示，線段 的長(zhǎng)度即為側(cè)偏距的長(zhǎng)度。由向量得到向量(X，Y，Z)，向量的Z項(xiàng)的符號(hào)決定側(cè)偏距的正負(fù)，即確定飛機(jī)位于航線的左側(cè)還是右側(cè)。根據(jù)右手坐標(biāo)系，當(dāng)飛機(jī)的位置位于航線的左側(cè)時(shí)，向量的Z項(xiàng)為正;當(dāng)飛機(jī)的位置位于航線的右側(cè)時(shí)，向量的Z項(xiàng)為負(fù)，這樣就可以求得側(cè)偏距。偏航角和滾轉(zhuǎn)角從動(dòng)力學(xué)模型中獲得。當(dāng)飛機(jī)處于航線自動(dòng)飛行狀態(tài)下時(shí)，所有偏離航線的改變將由此控制回路予以糾正。

2.2 手控轉(zhuǎn)程控的控制策略

飛機(jī)沿航跡飛行時(shí)橫向控制是由自動(dòng)糾偏控制來完成的，飛機(jī)的控制律的變化取決于側(cè)偏距、偏航角以及舵機(jī)效率。在手動(dòng)控制切換到程控過程中，如果飛機(jī)偏離航跡線過遠(yuǎn)，會(huì)出現(xiàn)側(cè)偏距和偏航角同時(shí)過大的情況，這時(shí)候飛機(jī)舵面的偏轉(zhuǎn)會(huì)非常大，容易引起飛行事故，通過加設(shè)虛擬航點(diǎn)的方式可以解決這種隱患的發(fā)生。以飛機(jī)的當(dāng)前位置為虛擬航點(diǎn)，以此虛擬點(diǎn)作為航線的起點(diǎn)，以航線上離此點(diǎn)最近的未飛航點(diǎn)作為待飛航點(diǎn)，當(dāng)飛機(jī)偏離實(shí)際航線的距離小于某一閥值時(shí)，刪除此虛擬點(diǎn)，重新進(jìn)入正常航跡飛行狀態(tài)。真實(shí)側(cè)偏距的閥值可以通過實(shí)驗(yàn)獲得，一般不要大于200 m。這樣既可以防止舵面偏轉(zhuǎn)過大的情況出現(xiàn)，并且能以最經(jīng)濟(jì)的路線進(jìn)入預(yù)定航線。

3 航跡點(diǎn)管理

航跡點(diǎn)管理用于維持無人機(jī)在航跡飛行中的航跡信息和航跡點(diǎn)信息。固定翼飛機(jī)的航跡點(diǎn)管理具有通用性，可以設(shè)計(jì)完整的航跡點(diǎn)管理類CLineManage類。飛機(jī)在按航線飛行時(shí)，順序的經(jīng)過航線上的航跡點(diǎn)，可以通過棧實(shí)現(xiàn)CLineManage類，在C++中通過vector實(shí)現(xiàn)，這種方式既可以保證飛機(jī)按照航點(diǎn)順序飛行，也可以保護(hù)航線不被非法修改，提高了控制系統(tǒng)的可靠性。

3.1 航跡點(diǎn)信息

航跡點(diǎn)的信息主要包含該點(diǎn)的坐標(biāo)、該點(diǎn)的類型，如果是盤旋點(diǎn)，還要附帶盤旋的時(shí)間。所以航跡點(diǎn)可以定義成數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)LinePoint，這個(gè)結(jié)構(gòu)包含坐標(biāo)信息、類型、以及盤旋時(shí)間。航點(diǎn)類型主要用于標(biāo)示飛機(jī)在該航點(diǎn)處所要做的動(dòng)作，比如盤旋、8字飛行、進(jìn)場(chǎng)等。

3.2 航跡信息

航跡管理類中需要定義航跡棧、已飛航跡棧、待飛航跡棧以及返航航跡棧。同時(shí)要定義飛機(jī)剛剛飛過的航跡點(diǎn)，以及下一個(gè)待飛航跡點(diǎn)，這兩點(diǎn)即為當(dāng)前航跡的起點(diǎn)和終點(diǎn)，這兩個(gè)點(diǎn)分別是已飛航跡棧和待飛航跡棧的棧頂元素。以航跡棧為例，其定義方式為 vector＜LinePoint＞ m_line-Points。航跡棧用于存儲(chǔ)整條航跡線上的所有航跡點(diǎn);已飛航跡棧和待飛航跡棧分別用于存儲(chǔ)飛機(jī)飛過的和待飛的航跡點(diǎn);返航航跡棧用于存儲(chǔ)返航時(shí)所要飛行的航跡點(diǎn)?？梢允褂玫鱲ector＜LinePoint＞::iterator對(duì)各個(gè)棧數(shù)據(jù)進(jìn)行操作。航跡管理除了提供對(duì)各個(gè)棧的出棧、入棧、清空等方法外，還應(yīng)提供刪除、修改、插入航點(diǎn)、判斷航點(diǎn)是不是航跡線上的點(diǎn)、以及查找距離某點(diǎn)最近的航點(diǎn)?？梢愿鶕?jù)需要擴(kuò)展此類。需要注意的是在向已飛航跡棧入棧數(shù)據(jù)時(shí)，需要判斷航點(diǎn)是不是航跡線上的點(diǎn)，如果不是則不允許入棧。

3.3 在控制中使用航跡管理類

航線裝訂完畢的情況下，使用航跡管理類的情況主要包括:在起飛后尋找航線，航點(diǎn)切換、返航、選點(diǎn)飛行以及手控轉(zhuǎn)程控時(shí)尋找航線?？梢詺w結(jié)為三種操作方式:沒有輔助航跡點(diǎn)的飛行、含有航跡輔助航跡的飛行以及返航。

(1)沒有輔助航跡點(diǎn)的飛行

這種飛行沒有輔助航跡的參與，當(dāng)前航線的起點(diǎn)和終點(diǎn)都是航跡棧里的點(diǎn)，這種操作方式包括航點(diǎn)切換和選點(diǎn)飛行。航點(diǎn)切換時(shí)將待飛航跡棧出棧，并將出棧的元素入棧到已飛航跡棧;選點(diǎn)飛行保持已飛航跡棧不動(dòng)，將待飛航跡棧出棧，直到棧頂元素和目標(biāo)航點(diǎn)相同為止。

(2)含有航跡輔助航跡的飛行

這種飛行主要是針對(duì)尋找航線的操作。在飛行中為了安全飛行，添加了一些臨時(shí)航點(diǎn)，一旦飛機(jī)進(jìn)入正常航線，這種航點(diǎn)將自動(dòng)清除，繼續(xù)按航線飛行。這種控制方式是通過臨時(shí)航點(diǎn)和待飛航跡點(diǎn)作為自動(dòng)糾偏航線，同時(shí)以已飛航跡棧的第一個(gè)點(diǎn)和待飛航跡點(diǎn)作為真實(shí)側(cè)偏距計(jì)算飛機(jī)和真實(shí)航線的偏差，當(dāng)真實(shí)側(cè)偏距小于一個(gè)閥值的情況下，則刪除臨時(shí)航點(diǎn)，使用已飛航跡棧的第一個(gè)點(diǎn)作為當(dāng)前航線的起點(diǎn)，終點(diǎn)不變。

(3)返航

在正常航線飛行時(shí)，飛機(jī)將未飛航跡棧作為飛機(jī)航線導(dǎo)航航跡，在返航的情況下則需要將返航航跡棧作為導(dǎo)航航跡，返航的位置是由飛機(jī)接到返航指令的位置決定的，所以返航航跡棧在返航函數(shù)中產(chǎn)生，其方法是將航跡棧復(fù)制出一個(gè)副本，將副本里的數(shù)據(jù)出棧，并將出棧的數(shù)據(jù)依次入棧到返航航跡棧內(nèi)，切換航點(diǎn)時(shí)將返航航跡棧的航點(diǎn)出棧一次，并將該航點(diǎn)入棧到已飛航跡棧中。分別以已飛航跡棧和返航航跡棧的棧頂元素作為當(dāng)前航線的起點(diǎn)和終點(diǎn)。既可以完成返航，這樣可以保證返航的控制方式和正常飛行的控制方式保持一致。

4 仿真實(shí)驗(yàn)

仿真系統(tǒng)的各子系統(tǒng)在 Visual C++.net 2005結(jié)合OSG環(huán)境下設(shè)計(jì)并完成。此系統(tǒng)用于驗(yàn)證導(dǎo)航和控制系統(tǒng)，以及訓(xùn)練無人機(jī)操作手，所以仿真時(shí)首先驗(yàn)證飛機(jī)沿航線飛行能力，觀察控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。接著驗(yàn)證在地面站指令下，飛機(jī)做航線切換、盤旋和著陸等任務(wù)。驗(yàn)證系統(tǒng)的準(zhǔn)確性和實(shí)用性。

4.1 仿真任務(wù)

(1)自主飛行。規(guī)劃好航線，由導(dǎo)航和飛行控制系統(tǒng)控制飛機(jī)沿航跡線自主飛行;

(2)程控狀態(tài)下通過指令調(diào)整飛機(jī)飛行狀態(tài)。通過指令使飛機(jī)完成盤旋、選點(diǎn)飛行、航線切換以及手動(dòng)程控切換等任務(wù)。

4.2 仿真結(jié)果

無人機(jī)由機(jī)場(chǎng)跑道起始點(diǎn)A點(diǎn)起飛，在B手動(dòng)轉(zhuǎn)程控進(jìn)入航線飛行，沿CDEFC航線飛行，在C點(diǎn)處通過地面指令切換航線到GH航線。在G點(diǎn)做盤旋，在H點(diǎn)處發(fā)送進(jìn)場(chǎng)指令。I點(diǎn)是距機(jī)場(chǎng)跑道起始點(diǎn)A約7000 m，經(jīng)過I點(diǎn)后，模擬下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)實(shí)施著陸。因?yàn)椴捎帽壤{駛儀控制，飛機(jī)的軌跡和圍繞航線有輕微震蕩。進(jìn)入航線正常飛行后，側(cè)偏距可以控制在20 m以內(nèi)。

圖3 仿真效果圖

5 結(jié)論

本文研究了無人機(jī)自動(dòng)控制仿真系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法，采用面向?qū)ο蠓椒?gòu)建了通用的航跡點(diǎn)管理類。根據(jù)轉(zhuǎn)彎控制律，結(jié)合俯仰角控制回路和航向糾偏控制回路，以及加設(shè)虛擬航點(diǎn)的控制策略，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)按照預(yù)定航線的飛行控制和在不同控制方式下無人機(jī)大姿態(tài)變化的安全控制，同時(shí)把側(cè)偏距限制在一定范圍內(nèi)，增加了控制系統(tǒng)的準(zhǔn)確度?？捎糜谟?xùn)練無人機(jī)操作手，具有一定的工程價(jià)值。

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