基于能量管理的無人機(jī)無動力著陸引導(dǎo)策略

田 華，趙文杰，方 舟，李 平，

（1.浙江大學(xué)控制科學(xué)與工程學(xué)系，浙江杭州310027；2.浙江大學(xué)航空航天學(xué)院，浙江杭州310027）

基于能量管理的無人機(jī)無動力著陸引導(dǎo)策略

田 華1，趙文杰2，方 舟2，李 平1，2

（1.浙江大學(xué)控制科學(xué)與工程學(xué)系，浙江杭州310027；2.浙江大學(xué)航空航天學(xué)院，浙江杭州310027）

針對小型固定翼無人機(jī)在空中發(fā)生推進(jìn)系統(tǒng)故障的緊急情況，研究基于能量管理的無動力著陸引導(dǎo)策略.在質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)分析的基礎(chǔ)上，結(jié)合無人機(jī)的可飛包線及能量走廊定律，提出基于高度和待飛距離的動壓在線規(guī)劃方法.考慮到該在線規(guī)劃方法對模型的依賴性，針對無人機(jī)氣動參數(shù)存在不準(zhǔn)確性的問題，將反饋控制的思想引入動壓剖面的實(shí)時修正過程.在固定翼無人機(jī)飛行仿真平臺上對上述方法進(jìn)行半實(shí)物實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證.仿真數(shù)據(jù)顯示，當(dāng)氣動模型不準(zhǔn)確時，采用有控制介入的在線規(guī)劃方法可以快速地將期望動壓規(guī)劃至最優(yōu)解，從而顯著地提高著陸精度.結(jié)果表明，采用研究的著陸引導(dǎo)策略能夠有效地實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的無動力自主穩(wěn)定著陸.

無人機(jī)（UAV）；能量管理；動壓規(guī)劃；反饋調(diào)節(jié)；著陸引導(dǎo)

近年來，無人機(jī)的飛行安全問題受到廣泛關(guān)注，推進(jìn)系統(tǒng)故障是無人機(jī)飛行中最常出現(xiàn)的特情之一，對飛行安全構(gòu)成了極大的威脅.美國于2006年通過遠(yuǎn)程遙控實(shí)現(xiàn)“全球鷹”的無動力迫降是為數(shù)不多的成功案例[1].對于高空、高速無人機(jī)而言，由于任務(wù)半徑大，覆蓋范圍廣，很難確保飛行區(qū)域絕對空曠.為了實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的安全回收，精確的著陸引導(dǎo)技術(shù)至關(guān)重要.

能量管理是將無人機(jī)引導(dǎo)至末端著陸窗口的關(guān)鍵技術(shù)，核心思想是通過規(guī)劃飛行剖面控制無人機(jī)機(jī)械能的轉(zhuǎn)化.動力系統(tǒng)故障后，無人機(jī)不再具備能量輸入，能量管理的目標(biāo)是通過調(diào)整能量轉(zhuǎn)化規(guī)律間接地控制飛行距離.當(dāng)初始能量不足時，無人機(jī)的下滑高度和時間有限，如何充分利用初始能量使滑翔距離最大化是能量管理的主要目標(biāo).Tong等[2-3]采用遺傳算法和基于時標(biāo)分離的奇異攝動理論規(guī)劃無人機(jī)最優(yōu)路徑，充分拉長無人機(jī)滑翔距離；Rogers[4]通過實(shí)驗(yàn)證明否定了最大升阻比飛行即最遠(yuǎn)射程的觀點(diǎn)，提出了210°調(diào)航向的水滴型路徑和最少高度損失的恒定滾轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)彎的飛行策略；David在文獻(xiàn)[4]的基礎(chǔ)上進(jìn)行擴(kuò)展，提出非恒定機(jī)動飛行策略，優(yōu)化了最遠(yuǎn)射程[5].在初始能量過剩時，如何在有限的待飛距離內(nèi)充分地消耗余能是能量管理的主要目標(biāo)，通常傾向于利用橫側(cè)向運(yùn)動軌跡增加能量的消耗，“Dubins曲線”作為無人機(jī)滑翔路線的規(guī)劃方法被廣泛采用[6-8]，Horneman等[9]提出“HAC轉(zhuǎn)彎”算法，巧妙地銜接了初末狀態(tài)的過渡，并有效地增加了無人機(jī)的實(shí)際飛行航跡.上述方法都只是通過拉長滑翔距離提高能量消耗的總量，并未充分利用能量消耗率的可控性.Barton等[10]提出根據(jù)初末能量規(guī)劃軌跡以調(diào)整滑翔距離的方法，但其能量的控制需要依靠減速板完成，對于不具備減速板的小型無人機(jī)并不適用，且討論未涉及無動力定點(diǎn)著陸技術(shù).

本文借鑒了能量管理思想[11]，針對小型固定翼無人機(jī)的特點(diǎn)，提出基于能量管理的無動力著陸引導(dǎo)方案.該方法通過調(diào)節(jié)無人機(jī)的動壓控制能量轉(zhuǎn)換.本文首先研究了無人機(jī)在無動力情況下的質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程，結(jié)合不同動壓剖面的仿真實(shí)驗(yàn)分析無動力下滑時的能量消耗規(guī)律，提出一種根據(jù)當(dāng)前飛行高度和待飛距離的在線動壓規(guī)劃方法；其次，針對無人機(jī)氣動模型的不準(zhǔn)確性，采用反饋控制思想對動壓剖面進(jìn)行實(shí)時調(diào)整，以提高著陸的準(zhǔn)確性.最后，在無人機(jī)仿真平臺上對上述方法的有效性進(jìn)行驗(yàn)證.

1 能量管理策略

對于動力系統(tǒng)發(fā)生故障的無人機(jī)，其下滑過程為自身能量的消耗過程.由于不具備能量輸入，再加上空氣阻力的作用，在滑翔過程中，無人機(jī)的機(jī)械能不斷減少，著陸位置與能量的消耗率密切相關(guān).由于故障發(fā)生時無人機(jī)的位置和能量儲備具有不確定性，對于能量儲備大、待飛距離近的情況，很容易造成無人機(jī)滑過指定著陸點(diǎn)，而對于能量儲備小、待飛距離相對遠(yuǎn)的情況，無人機(jī)可能不具備滑至著陸點(diǎn)的能力.對無人機(jī)的能量進(jìn)行合理地管理和控制，適當(dāng)?shù)卣{(diào)整動能和勢能的轉(zhuǎn)化和消耗，是研究的核心問題.無人機(jī)的能量轉(zhuǎn)化與飛行軌跡密切相關(guān)：在初始高度固定的情況下，下滑軌跡的傾斜角越小，能量的消耗率越小，滑翔距離越遠(yuǎn)，反之亦然.能量管理的主要策略是通過規(guī)劃合理的飛行軌跡來調(diào)節(jié)能量消耗率，從而使無人機(jī)抵達(dá)著陸場時具備良好的著陸條件，以實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的著陸引導(dǎo).

1.1 能量走廊

能量走廊[11]定義了無人機(jī)無動力著陸引導(dǎo)的可執(zhí)行范圍，是能量管理的一個約束條件.它可以通過計(jì)算獲得，并在著陸引導(dǎo)問題中用來決定飛行剖面.圖1給出能量走廊的示意圖.

圖1中，最陡下滑剖面和最大升阻比下滑剖面定義了能量可管理區(qū)域的邊界，初始能量在該區(qū)域時，可以通過能量管理策略實(shí)現(xiàn)著陸引導(dǎo).對于同樣的待飛距離，若無人機(jī)具備比最陡下滑剖面更高的能量，則可以稱為“能量過?！?，此時無法單純通過簡單的縱向軌跡規(guī)劃來實(shí)現(xiàn)無人機(jī)精確的著陸，需要增加橫側(cè)向運(yùn)動以消耗多余的能量.反之，若無人機(jī)只有比最大升阻比下滑剖面更少的能量，則無人機(jī)不具備滑翔至預(yù)定著陸點(diǎn)的能力，唯一的辦法是選取其他可行的著陸點(diǎn).通常在飛行區(qū)域內(nèi)會根據(jù)飛行任務(wù)航線設(shè)置一個主著陸點(diǎn)和兩個備用著陸點(diǎn)，這些著陸點(diǎn)要盡量覆蓋到無人機(jī)的全部飛行軌跡，使無人機(jī)在任意位置都可以有合適的點(diǎn)完成無動力著陸引導(dǎo).本文只討論初始能量在能量走廊可管理區(qū)域內(nèi)部的情況.

圖1 能量走廊Fig.1 Energy profiles

1.2 能量消耗率

假設(shè)無人機(jī)的質(zhì)量為m，重力加速度為g，飛行的海拔高度為h，飛行速度為v，則無人機(jī)每單位重量所攜帶的機(jī)械能總量可以表示為

能量隨水平飛行距離R的變化為

在無動力的情況下，無人機(jī)的質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程沿速度方向、側(cè)向和速度法向可以分解為

式中：γ為航跡傾斜角，通常為負(fù)值；D和L分別為無人機(jī)的氣動阻力和升力，可以表示為

其中，CD和CL分別為阻力系數(shù)和升力系數(shù)，Sw為有效機(jī)翼面積，Q為無人機(jī)動壓，Q=0.5ρv2.ρ為標(biāo)準(zhǔn)大氣密度，ρ=ρ0exp（-ch）.由于

將式（3）～（5）代入式（2），則能量消耗率可以表示為

由式（6）可以發(fā)現(xiàn)，能量消耗率只與CD、Q和γ有關(guān).對于不具備減速板的小型無人機(jī)，只能通過調(diào)節(jié)俯仰角來實(shí)現(xiàn)對Q的控制，而無動力下滑時CD由Q唯一確定，因此一個給定的動壓剖面唯一確定了航跡傾斜角剖面.可見，能量消耗率完全由動壓剖面決定，即根據(jù)無人機(jī)狀態(tài)選擇合適的動壓剖面是解決著陸問題的關(guān)鍵.

2 動壓剖面的在線規(guī)劃

2.1 不同動壓下無人機(jī)的下滑規(guī)律

已知無人機(jī)的初始海拔高度和著陸海拔高度，若給定無人機(jī)飛行過程中動壓變化剖面，則水平滑行距離是唯一確定的.假設(shè)無人機(jī)從推進(jìn)系統(tǒng)故障時刻開始以一個恒定的動壓Qc開始下滑，則下滑速度可以表示為

速度的微分可以寫作

結(jié)合質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)方程（3），可得

在下滑過程中，無人機(jī)的水平滑翔航跡Rs可以

表示為下面的積分形式：

忽略式（10）中的小項(xiàng)cQc/（ρ0exp（- ch） ），因?yàn)樗ǔ＿h(yuǎn)小于g，則式（10）可以簡化為

式（11）表明，給定著陸場海拔高度（本文假設(shè)hl=0 m），Rs與初始高度hi成線性關(guān)系.隨著Qc的變化，該直線的斜率隨之改變.

在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下搭建某型固定翼無人機(jī)的數(shù)字仿真平臺，對不同動壓下的滑翔軌跡進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn).圖2給出Rs與hi和Qc之間的關(guān)系，如圖3所示為無人機(jī)以不同動壓下滑時γ隨hi的變化曲線.由圖3可見，當(dāng)無人機(jī)保持動壓恒定下滑時，Rs-hi曲線可以近似為一條直線，這與式（11）得到的結(jié)果相吻合.隨著動壓的增大，航跡傾斜角的絕對值逐漸增大，Rs-hi直線的斜率亦隨之增大.可見，無人機(jī)下滑時設(shè)定的動壓越大，滑翔的總水平距離越短.

實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，動壓為2000kg/m/s2的曲線未遵循上述規(guī)律，原因?yàn)檫^小的動壓設(shè)定使無人機(jī)須以較大的迎角滑行，如圖4所示.圖中，α為迎角.

圖2 不同動壓下水平飛行距離與初始高度的關(guān)系曲線Fig.2 Curves of horizontal gliding distance and initial height on various DPs

圖3 不同動壓下航跡傾斜角隨高度變化曲線Fig.3 Curves of gliding angle and height on various DPs

圖4不同動壓下迎角隨高度變化Fig.4 Curves of attack angle and height on various DPs

固定翼無人機(jī)在α較小時，升力隨迎角的增大而增大，但是當(dāng)迎角超過一定值時，升力系數(shù)急劇減小，無人機(jī)不再具備足夠的氣動升力來保持期望的軌跡，因此失去了遠(yuǎn)距離滑翔的能力.結(jié)合無人機(jī)的飛行能力和氣動特性，可以得到動壓剖面的邊界，即最陡下滑剖面和最大L/D下滑剖面，如圖2所示.在該邊界內(nèi)飛行的無人機(jī)均可以平穩(wěn)、安全地著陸.

2.2 不同動壓下的能量消耗規(guī)律

以著陸點(diǎn)為原點(diǎn)，無人機(jī)到著陸點(diǎn)的水平距離（即待飛距離）為x軸，無人機(jī)總能量為y軸，建立坐標(biāo)系.能量隨待飛距離的變化曲線，如圖5所示.

圖5所示的能量變化曲線與圖1的能量走廊較吻合.對于相同的待飛距離（distance to go，DTG），初始能量E越充足，無人機(jī)在下滑過程中需要保持更大的動壓，以提高能量消耗率；相反，初始能量越貧乏，則應(yīng)盡可能保持較低的動壓，以盡量降低能量消耗率.若初始能量超出圖5所示的最陡下滑剖面的能量，則必須通過增加橫側(cè)向軌跡來消耗過剩的能量；若初始能量低于最大L/D下滑剖面所給出的能量，則無人機(jī)將不具備滑翔至指定著陸場的能力，只能選取其他備用著陸場.

圖5 不同動壓下的能量消耗規(guī)律Fig.5 Energy consuming law on various DPs

2.3 動壓控制

由于動壓只與大氣密度和飛行速度有關(guān)，而大氣密度由當(dāng)前的飛行海拔高度決定，動壓控制可以看作飛機(jī)的縱向運(yùn)動控制.縱向運(yùn)動的控制量通常有2個，即升降舵和油門桿.當(dāng)動力系統(tǒng)故障時，油門桿不再起作用，只可以通過升降舵的偏轉(zhuǎn)改變俯仰角，從而實(shí)現(xiàn)動壓的控制.如圖6所示，θ為俯仰角，下標(biāo)cmd表示設(shè)定值，δe為升降舵偏角.控制器結(jié)構(gòu)采用串級控制，縱向的內(nèi)反饋回路為俯仰角控制，俯仰角的設(shè)定值由外反饋回路給出.橫航向的控制采用標(biāo)準(zhǔn)的“航線保持”控制，內(nèi)反饋回路為橫滾角控制，如圖7所示.圖中，φ為橫滾角，δa、δr分別為副翼和方向舵偏角，[X，Y]為無人機(jī)的實(shí)際位置坐標(biāo)，L為航線信息.

圖6 動壓控制結(jié)構(gòu)Fig.6 DP control structure

圖7 橫向控制結(jié)構(gòu)Fig.7 Lateral control structure

2.4 在線規(guī)劃策略

如2.1和2.2節(jié)所述，無人機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)生故障后，無人機(jī)的能量可以通過調(diào)節(jié)下滑動壓來控制.根據(jù)上文分析，結(jié)合式（11），有

式中：h和DTG分別為通過實(shí)時測量計(jì)算得到的高度和待飛距離.求解上述關(guān)于Qcmd的式（12），能夠得到任意狀態(tài)下無人機(jī)的期望飛行動壓.

假設(shè)已知的測量參數(shù)足夠精確，同時忽略外界一切干擾，只要無人機(jī)始終以故障發(fā)生初始時刻計(jì)算所得的期望動壓值Qcmd0飛行，就可以準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的著陸引導(dǎo).在整個下滑過程中，飛行動壓恒定意味著在空氣密度較小的高空，無人機(jī)的期望飛行速度大，而在空氣密度較大的低空，期望速度小.該規(guī)劃方法完全遵循了無人機(jī)在不同高度下的飛行速度包線，因?yàn)樵诟呖諘r若無人機(jī)飛行速度過小將產(chǎn)生較大的迎角，容易導(dǎo)致失速；在低空時無人機(jī)即將著陸，過大的速度不符合著陸要求.綜上所述，利用動壓來規(guī)劃下滑航跡的方法既保證了無人機(jī)的安全飛行，又實(shí)現(xiàn)了高度和速度的漸進(jìn)引導(dǎo)，最終在到達(dá)預(yù)定著陸點(diǎn)時滿足回收條件.

在實(shí)際飛行中，來自無人機(jī)內(nèi)部和外部的干擾都會影響無人機(jī)的飛行軌跡，因此設(shè)計(jì)一種動壓的在線規(guī)劃方法引導(dǎo)無人機(jī)實(shí)現(xiàn)無動力著陸.

在線規(guī)劃策略如下.

1）初始化.以故障發(fā)生時刻為初始狀態(tài)，無人機(jī)的初始高度h=hi，初始待飛距離DTG=DTG0.

2）更新.選擇在線規(guī)劃周期為50 ms.無人機(jī)以該周期根據(jù)式（12）實(shí)時規(guī)劃和更新期望飛行動壓Qcmd.無人機(jī)通過動壓控制、跟蹤期望動壓.

3）結(jié)束.當(dāng)無人機(jī)達(dá)到著陸條件時，結(jié)束在線規(guī)劃過程，進(jìn)入末端著陸控制.

3 基于反饋控制的動壓在線修正

上述動壓在線規(guī)劃策略在一定程度上依賴于無人機(jī)氣動模型的準(zhǔn)確性.本文的研究對象，即某型固定翼無人機(jī)，氣動參數(shù)系通過縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)和氣動計(jì)算得到，存在一定程度的不準(zhǔn)確性，因此，式（12）中的系數(shù)是不可信的.觀察式（11）可知，最可能引起Rs-hi關(guān)系式不準(zhǔn)確的參數(shù)為阻力系數(shù)CD.表1列出了風(fēng)洞試驗(yàn)給出的幾個動壓對應(yīng)的CD.

表1 不同動壓下的阻力系數(shù)Tab.1 Drag coefficients on various DPs_______

假設(shè)風(fēng)洞試驗(yàn)給出的CD與真實(shí)值存在一定的誤差，且攝動范圍為[-30％，30％].通過實(shí)驗(yàn)證明，不準(zhǔn)確的模型導(dǎo)致無人機(jī)著陸時與預(yù)定著陸點(diǎn)存在較大的距離，仿真曲線將會在下文給出.針對該情況，在規(guī)劃過程中加入反饋控制結(jié)構(gòu)，對式（12）進(jìn)行實(shí)時修正.

本文借鑒了反饋控制的思想設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)如圖8所示.

圖8 反饋控制結(jié)構(gòu)Fig.8 Feedback control structure

該控制系統(tǒng)的工作機(jī)理如下.

1）根據(jù)當(dāng)前能量信息、待飛距離與預(yù)先得到的動壓剖面，可以計(jì)算出一個動壓的設(shè)定值Qcmd（k）.

2）針對無人機(jī)對象，采用“俯仰角控動壓”控制器，通過調(diào)節(jié)俯仰角來跟蹤動壓設(shè)定值Qcmd（k）.

3）將無人機(jī)動壓狀態(tài)量通過微分處理和濾波處理得到˙Q.

4）將˙Q作為控制變量，令參考輸入為0，設(shè)計(jì)PI控制器.只要˙Q不為零，則說明預(yù)先估計(jì)的動壓剖面不準(zhǔn)確，需要根據(jù)控制器的輸出K來修正動壓剖面的參數(shù).

5）根據(jù)新的動壓剖面和實(shí)時的能量信息、待飛距離來計(jì)算新的動壓設(shè)定值Qcmd（k+1），再通過動壓控制器調(diào)節(jié)無人機(jī)的飛行動壓.

4 仿真驗(yàn)證

4.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)

半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)是在MATLAB/SIMULINK環(huán)境下基于一個已知的固定翼無人機(jī)模型搭建實(shí)現(xiàn)的，選用的飛控計(jì)算機(jī)以DSP+FPGA為基本架構(gòu)，DSP處理芯片為TMS320C6713.實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)如下.無人機(jī)以某速度在某高度飛行時，推進(jìn)系統(tǒng)故障，發(fā)動機(jī)停車，此時飛控系統(tǒng)立即進(jìn)入能量管理模式.為了驗(yàn)證反饋控制結(jié)構(gòu)介入的有效性，在不同高度、不同速度下采用10組不準(zhǔn)確的CD擬合CD-Qc關(guān)系式，分別以無控制介入的動壓在線規(guī)劃策略作為對比實(shí)驗(yàn)，說明在線修正動壓剖面的必要性和有效性.

4.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

飛控計(jì)算機(jī)的內(nèi)環(huán)控制周期為10 ms，在線修正周期為50 ms，經(jīng)試驗(yàn)可知，本文提出的動壓規(guī)劃計(jì)算程序的單次計(jì)算時間不大于1 ms，在飛控計(jì)算機(jī)實(shí)驗(yàn)平臺上可以實(shí)現(xiàn)動壓剖面的實(shí)時規(guī)劃.圖9 和10展示了一組對比實(shí)驗(yàn)的結(jié)果.圖中，細(xì)虛線為標(biāo)稱動壓剖面，粗虛線為參數(shù)CD不準(zhǔn)時無控制介入的動壓在線規(guī)劃仿真結(jié)果，粗實(shí)線為加入反饋控制的在線動壓規(guī)劃仿真結(jié)果.

由圖9、10可見，沒有動壓剖面修正的規(guī)劃策略給出的動壓設(shè)定值在整個下滑階段不斷增大，從5000kg/（m·s2）增加至12000kg/（m·s2），這說明當(dāng)動壓剖面估計(jì)不準(zhǔn)時，在線規(guī)劃所得的動壓設(shè)定值與實(shí)際需要的飛行動壓有較大差異，因此每個更新周期給出的動壓與上一周期相比，均有明顯的改變.雖然在整個滑翔過程中，在線規(guī)劃策略始終以固定的頻率重新規(guī)劃動壓剖面，但總是基于不準(zhǔn)確的氣動參數(shù)，且沒有根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)整，所以不能實(shí)現(xiàn)精確的著陸引導(dǎo).在加入動壓剖面修正后，在線規(guī)劃算法給出的動壓設(shè)定值會快速收斂到最優(yōu)值，保證無人機(jī)以穩(wěn)定的動壓滑行至指定著陸點(diǎn).表2列出了10組仿真對比實(shí)驗(yàn)中，無人機(jī)實(shí)際著陸點(diǎn)與期望著陸點(diǎn)的位置關(guān)系.

圖9 在線規(guī)劃飛行航跡Fig.9 Flight path of on-line programming

圖10 在線規(guī)劃的動壓隨高度變化曲線Fig.10 Curves of on-line programming DP and height

表2 著陸位置對比Tab.2 Comparison of landing positions

表2中，ε1為無動壓剖面在線修正時無人機(jī)滑翔后的著陸精度，ε2為加入在線修正后無人機(jī)的著陸精度.ε為正值，表示無人機(jī)滑翔超過期望著陸點(diǎn)；ε為負(fù)值，則表示未達(dá)到期望著陸點(diǎn).表2的數(shù)據(jù)顯示，無在線修正策略時，無人機(jī)著陸點(diǎn)會偏離預(yù)置著陸點(diǎn)較遠(yuǎn)的距離，氣動參數(shù)不準(zhǔn)導(dǎo)致動壓剖面估計(jì)不準(zhǔn)這一問題不可忽視；在有控制介入的規(guī)劃策略的作用下，無人機(jī)最終的著陸點(diǎn)與期望著陸點(diǎn)的誤差可以精確到5 m以內(nèi).這是因?yàn)橥ㄟ^反饋控制對動壓剖面施加在線修正的規(guī)劃策略，最終會得到一組相對準(zhǔn)確的動壓剖面，從而找到與當(dāng)前高度和待飛距離相應(yīng)的動壓期望值，并保持該動壓下滑直至進(jìn)入著陸窗口.可見，在氣動參數(shù)不準(zhǔn)確的情況下，采用基于在線反饋調(diào)節(jié)的動壓實(shí)時規(guī)劃方法可以保證無動力著陸的準(zhǔn)確性.

5 結(jié) 語

本文面向小型固定翼無人機(jī)，提出基于能量管理的無動力著陸引導(dǎo)方法.結(jié)合動力學(xué)分析和某型無人機(jī)的氣動模型，對無動力下滑過程中的能量消耗規(guī)律進(jìn)行理論探索和仿真實(shí)驗(yàn)，基于理論分析和實(shí)驗(yàn)結(jié)果，提出動壓剖面的在線規(guī)劃方法.此外，考慮到氣動模型的不準(zhǔn)確性，將參數(shù)反饋調(diào)節(jié)的思想引入動壓規(guī)劃過程，以充分利用動壓期望值的動態(tài)變化來反饋修正剖面參數(shù)，從而提高著陸的準(zhǔn)確性.仿真結(jié)果表明，以動壓作為控制目標(biāo)的規(guī)劃方法可以將無人機(jī)安全、平穩(wěn)地引導(dǎo)至著陸窗口，且在初始能量在能量走廊內(nèi)部的情況下，基于在線反饋調(diào)節(jié)的動壓實(shí)時規(guī)劃方法可以有效地抑制模型參數(shù)的不準(zhǔn)確性對著陸過程的影響，從而保證著陸的控制精度.

對于無人機(jī)初始能量過剩的情況，可以將動壓規(guī)劃與橫側(cè)向規(guī)劃相結(jié)合，以充分發(fā)揮待飛距離的可控性.圍繞該問題可以進(jìn)行更深入的研究和探討.

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）：

[1]WALBY E，LOGAN M，PERRY J.Global Hawk support to homeland security operations[C]∥Collection of Technical Papers-AIAA 3rd“Unmanned-Unlimited”Technical Conference，Workshop，and Exhibit.Chicago：[s.n.]，2004：170-173.

[2]TONG P，BIL C，Galanis G.Genetic algorithm applied to a forced landing manoeuvre[C]∥Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences.Yokohama：[s.n.]，2004：1-13.

[3]SHAPIRA I，BEN-ASHER J.Range maximization for emergency landing after engine cutoff[J].Journal of aircraft，2005，42（5）：1296-1306.

[4]ROGERS D F.Possible‘impossible’turn[J].Journal of Aircraft，1995，32（2）：392-397.

[5]HYDE D C.Minimum-altitude-loss gliding turns with terminal constraints（return to runway after engine failure）[C]∥2005 AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit.Monterey：AIAA，2005：1-17.

[6]ATKINS E M，PORTILLO I A，STRUBE M J.Emergency flight planning applied to total loss of thrust[J].Journal of Aircraft，2006，43（4）：1205-1216.

[7]KIM S，SILSON P，TSOURDOS A.et al.Dubins path planning of multiple unmanned airborne vehicles for communication relay[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers，Part G：Journal of Aerospace Engineering，2011，225（1）：12-25.

[8]MEJIAS L，ENG P.Controlled emergency landing of an unpowered unmanned aerial system[J].Journal of Intelligent and Robotic Systems，2013，70（1/2/3/4）：421-435.

[9]HORNEMAN K R，KLUEVER C A.Terminal area energy management trajectory planning for an unpowered reusable launch vehicle[C]∥AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit.Providence：AIAA，2004：5-9.

[10]BARTON G H，TRAGESSER S G.Autolanding trajectory design for the X-34[C]∥AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit.Portland：AIAA，1999：9-11.

[11]MOORE T E.Space shuttle entry terminal area energy management[M].[S.l.]：NASA，1991.

Guidance strategy of unpowered landing based on energy management for unmanned aerial vehicle

TIAN Hua1，ZHAO Wen-jie2，F(xiàn)ANG Zhou2，LI Ping1，2

（1.Department of Control Science and Engineering，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China；2.School of Aeronautics and Astronautics，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China）

A guidance strategy of landing for engine-failed small-scaled fixed-wing unmanned aerial vehicle（UAV）was analyzed based on energy management.An on-line dynamic pressure（DP）programming method based on altitude and distance to go（DTG）was proposed considering the safe flight envelope and energy profiles’law for UAVs based on analyses for particle dynamics.In view of the dependence of the method upon the UAVs’model，the idea of feedback control was introduced to revise the DP profiles in real-time aiming at aerodynamic parameters’inaccuracy.Semi-physical simulations were designed and implemented on a fixed-wing UAV’s flight experiment platform.Data show that the on-line programming method with intervention of control can quickly lead the expected DP to the optimal value，and the precision of fixed-point landing can be significantly improved.The landing guidance strategy can effectively achieve unpowered landing autonomously and stably.

unmanned aerial vehicle（UAV）；energy management；dynamic pressure programming；feedback regulation；landing guidance

V249

A

1008-973X（2015）10-1999-08

2014-10-28.浙江大學(xué)學(xué)報(bào)（工學(xué)版）網(wǎng)址：www.journals.zju.edu.cn/eng

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（61004066）.

田華（1988—），女，博士生，從事無人機(jī)建模、控制與仿真的研究.E-mail：htian@iipc.zju.edu.cn

方舟，男，副教授.ORCID：0000-0002-4119-3377.E-mail：zfang@zju.edu.cn