無人機自動駛?cè)爰夹g研究

中國航空工業(yè)貴飛公司研制的某型無人機系統(tǒng)是應急作戰(zhàn)急需裝備，是對敵固定軍事目標和運動目標實施全天候、全天時的戰(zhàn)役戰(zhàn)術級偵察、監(jiān)視和打擊毀傷效果評估，是偵察衛(wèi)星和有人偵察機的重要補充與增強手段，可以對重要軍事目標和敏感地區(qū)進行連續(xù)偵察監(jiān)視，增加對動態(tài)目標的跟蹤監(jiān)視能力。

但是，該無人機系統(tǒng)起飛前地面準備時間較長，而且必須在起降跑道上進行，直接影響其他飛機的正常起降和應急情況的處置。因此，為縮短無人機起飛前對跑道的占用時間，提高跑道的利用率和增加對突發(fā)事件的處理能力，對該型無人機系統(tǒng)增加自動駛?cè)牍δ埽篃o人機具備從停機坪自動滑行到起飛點起飛的能力。

無人機自動駛?cè)胧秋w行控制與管理系統(tǒng)通過慣性導航子系統(tǒng)獲得無人機位置和航向信息，使用前輪和剎車控制無人機的速度、航向和側(cè)偏，使其沿預先裝訂的駛?cè)牒骄€滑行到起飛點的過程。自動駛?cè)牍δ苄枰敿氃O計控制算法和邏輯，由飛控系統(tǒng)獲取地速、航向和側(cè)偏等無人機飛行參數(shù)，進行控制率解算，得出左、右剎車指令和前輪轉(zhuǎn)向指令，從而控制左、右剎車和前輪使無人機按預定航線進入到起飛點。

1 理論設計

自動駛?cè)牍δ苤饕ㄟ^在原起飛階段前增加駛?cè)腚A段。該階段最多可包含10個航點，可適應絕大多數(shù)軍用機場從停機坪至起飛點的路線設計需要。無人機在跑道外按正常起飛準備程序完成地面準備后（需加載駛?cè)牒骄€），飛行總指揮視情況下達“駛?cè)搿泵?，飛控操作員手動發(fā)出“駛?cè)搿敝噶睿w控系統(tǒng)響應這一指令后進入自動駛?cè)脒壿?，按裝訂的駛?cè)牒骄€滑行至起飛點（駛?cè)牒骄€的最后一個點）后自動駛?cè)虢Y(jié)束。

自動駛?cè)敕譃橐韵聨讉€過程：首先，保證發(fā)動機供電不間斷，需要優(yōu)化發(fā)動機控制和匹配設計；其次，通過滑跑糾偏控制飛機姿態(tài)，滿足起飛條件，駛?cè)腚A段的行駛路線采用前輪轉(zhuǎn)向、差動剎車及方向舵綜合控制方式實現(xiàn)；第三，通過自動駛?cè)肟刂坡?、自動駛?cè)雽б傻瓤刂七壿?，控制無人機滿足自動駛?cè)朐O計要求。

1.1 控制邏輯設計

控制邏輯設計時的要求如下：縱向：縱向駕駛儀模式不接通，通過剎車和油門控制無人機的地速；橫航向：滑跑糾偏控制律設計；發(fā)動機：通過地面綜合檢測車裝訂駛?cè)胗烷T值；駛?cè)脒^程中，可通過“向左遙調(diào)”“向右遙調(diào)”調(diào)整側(cè)偏，遙調(diào)一次對應2m；可通過“油門上調(diào)”“油門下調(diào)”調(diào)節(jié)油門，遙調(diào)1次對應1%；可通過“滑行暫?！睍和；?，并通過“滑行繼續(xù)”恢復滑行。

1.2 駛?cè)胫茖稍O計

（1） 飛行階段設計

飛行階段中增加駛?cè)腚A段定義。

（2）航線設計

自動駛?cè)牒骄€中的航路點數(shù)據(jù)包括：航路點經(jīng)度、緯度、高度、時間以及飛行特征。這些數(shù)據(jù)的定義和格式與系統(tǒng)原航點一致。自動駛?cè)牒骄€長度為3～10個航點；航線通過測控數(shù)據(jù)鏈和綜合檢測車兩種途徑裝訂。

1.3 自動駛?cè)牍δ芸刂七壿嬙O計

（1） 自動駛?cè)氲倪M入條件

自動駛?cè)氲倪M入條件為：第一，收到“駛?cè)搿钡倪b控指令；第二，導航系統(tǒng)工作在INS/DGPS組合方式；第三，駛?cè)牒骄€長度不小于3且不大于10個航點；第四，無人機當前航向與駛?cè)牒骄€第一航段的航向差絕對值小于5o，當前位置相對于駛?cè)牒骄€第一航段的側(cè)偏絕對值小于5m。

在上述條件均滿足的情況下，系統(tǒng)進入自動駛?cè)氤绦颉?/p>

（2） 自動駛?cè)氲目刂七壿?/p>

進入自動駛?cè)牒蟮某跏歼壿嫞喊l(fā)動機：駛?cè)胗烷T（保證發(fā)電機工作，無人機速度不大于36km/h）；航行燈打開；進入駛?cè)攵?s內(nèi)橫航向駕駛儀不接通，前輪和剎車指令為0。自動駛?cè)胫械目刂七壿嫞嚎v向：通過剎車控制無人機的地速；橫航向：通過前輪和剎車控制無人機沿駛?cè)牒骄€運動。

（3） 自動駛?cè)脒^程中響應的遙控指令

在自動駛?cè)脒^程，系統(tǒng)響應如下的遙控指令：航行燈開/關；向左遙調(diào)、向右遙調(diào)、取消遙調(diào)；油門上調(diào)、油門下調(diào)、取消油門遙調(diào)；終止起飛，以實現(xiàn)地面操控手對自動駛?cè)脒^程的調(diào)整和控制：

（4） 自動駛?cè)氲漠惓Ｍ顺鲞壿?/p>

當出現(xiàn)下列任何一種情況時：連續(xù)10s無測控數(shù)據(jù)；地速連續(xù)1s大于36km/h；側(cè)偏的絕對值連續(xù)1s大于15m；導航系統(tǒng)無效；導航系統(tǒng)連續(xù)2.2s不處于“INS/DGPS組合”，這時系統(tǒng)將自動退出駛?cè)脒^程。

（5）自動駛?cè)胝Ｍ顺鲞壿?/p>

如果目標點為駛?cè)牒骄€的最后一個航點，當飛機相對于目標點的待飛距連續(xù)1s小于50m后，則將無人機的左右剎車按3s淡化到95%，橫航向控制律保持工作，30s后關航行燈，設置縱向和橫航向駕駛儀模式為不接通，升降舵、方向舵、副翼回0，設置飛行階段為“等待段”。由“駛?cè)搿?轉(zhuǎn)入“等待”前，設置無人機的左右剎車為95%；如果油門指令小于5%，油門指令設置為5%，清除“空中”標志和“駛?cè)搿睒酥?。“駛?cè)搿鞭D(zhuǎn)“等待”時，不清除“場高裝訂”標志。

（6） 自動駛?cè)氲暮蕉谓唤涌刂七壿?/p>

駛?cè)脒^程中，當無人機相對于目標點的待飛距連續(xù)1s小于20m，則進行航段交接；如果目標點為駛?cè)牒骄€的最后一個航點，當無人機相對于目標點的待飛距連續(xù)1s小于20m后，則設置無人機的左右剎車指令為95%，30s后關閉航行燈，斷開駕駛儀，設置飛行階段為“等待段”。

1.4 自動駛?cè)牍δ芸刂坡试O計

（1） 航向、側(cè)偏控制

在駛?cè)脒^程中，飛控系統(tǒng)獲取側(cè)偏距、給定航向角和慣導實時測出的航向角和偏航角速率通過“無人機自動駛?cè)牍δ芎较?、?cè)偏控制回路”解算得出左、右剎車指令和前輪轉(zhuǎn)向指令，從而控制左、右剎車和前輪保證航向和側(cè)偏要求。

（2） 速度控制

在駛?cè)脒^程中，飛控系統(tǒng)獲取給定地速、給定油門和慣導實時測出的東向速度及北向速度通過“無人機自動駛?cè)牍δ芩俣瓤刂苹芈贰苯馑愕贸鲎蟆⒂覄x車指令，從而控制左、右剎車保證地速要求。

1.5 起飛條件的修改

起飛的判斷條件除了原有起飛條件外，增加起飛航向和側(cè)偏距判據(jù)，要求側(cè)偏絕對值小于5m、航向差絕對值小于5o。

2.試驗驗證

2.1 試驗條件

自動駕入的試驗條件為：

（1）在跑道外按正常起飛程序、準備程序完成對無人機參數(shù)加載和檢查等；

（2）自動駛?cè)脒^程中的路面要求路面平整無障物（需使用跑道清掃車清掃），路面寬度不小于15m；

（3）規(guī)劃自動駛?cè)牒骄€時盡量保證在自動駛?cè)脒^程中地面控制站與飛機的通視；

（4）保證航段交接處的角度大于90o。

地面站飛控操作員可通過左右遙調(diào)控制無人機側(cè)偏，同時派地面觀察員觀察無人機駛?cè)霠顟B(tài)，以保證側(cè)偏很小，不至于滑出路面。若側(cè)偏過大，且無法糾正回來時，可發(fā)出終止駛?cè)氲拿?，發(fā)動機關車。

2.2試驗參數(shù)輸入

在機場停機坪和主跑道上選出5個點，并使用位置測量設備對其進行測量，做好標記，作為駛?cè)牒近c。

無人機與地面綜合檢測車連接，通過地面檢測軟件給機載飛控系統(tǒng)輸入駛?cè)胗烷T、駛?cè)胨俣?、增益值?/p>

2.3試驗過程

試驗過程如下：

（1） 無人機停放于預定的駛?cè)肫瘘c上，加好輪檔。保證偏航角在±5o以內(nèi)，側(cè)偏距±5m以內(nèi)；

（2） 對系統(tǒng)進行檢查；

（3） 通過地面綜合檢測車加載駛?cè)牒骄€（航點數(shù)據(jù)見表1，駛?cè)牒骄€格式與飛行航線格式相同，其中，航點時間和航點特征字均為0）；

（4） 通過地檢加載 “駛?cè)胗烷T”“地速給定量”和“駛?cè)胨俣瓤刂圃鲆妗眳?shù)，首先使用缺省值，駛?cè)牒笤偻ㄟ^分析數(shù)據(jù)得出效果，根據(jù)上一次的駛?cè)胄Ч?，調(diào)整滑行參數(shù)，直到滿足試驗要求（滿足試驗要求的參數(shù)見表2）；

（5） 系統(tǒng)達到起飛狀態(tài)后，飛控操作員發(fā)送“駛?cè)搿敝噶?，飛控系統(tǒng)進入駛?cè)脒壿嫞側(cè)脒^程中可通過“向左遙調(diào)”和“向右遙調(diào)”指令控制無人機側(cè)偏，可通過“油門上調(diào)”和“油門下調(diào)”指令控制無人機速度，也可通過“槳葉角增加”和“槳葉角減小”指令控制發(fā)動機轉(zhuǎn)速在3000rpm以上；

（6） 駛?cè)脒^程中可通過“終止起飛”指令進入終止起飛邏輯；

（7） 駛?cè)胫僚艿榔痫w點處并處于“等待階段”，飛控操作員可通過“起飛條件檢查”指令檢查無人機是否滿足起飛條件；

（8） 駛?cè)虢Y(jié)束后，將無人機推回駛?cè)肫瘘c，進行下一次駛?cè)朐囼灒柽M行3次試驗。

2.3.1第一次駛?cè)朐囼?/p>

由試驗曲線可知，ins-PSI航向角253.8o（駛?cè)耄?45.5o（初始）、Z側(cè)偏距-17～2.5 m。試驗過程中ins-V地速度0～8 m/s；左右剎車壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.3.2 第二次駛?cè)朐囼?/p>

由試驗曲線可知，ins-PSI航向角255o（駛?cè)耄?45.8o（初始）、Z側(cè)偏距-17～2 m。試驗過程中ins-V地速度0～7.5 m/s；左右剎車壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.3.3 第三次駛?cè)朐囼?/p>

由試驗曲線可知，ins-PSI航向角256o（駛?cè)耄?45.3o（初始）、Z側(cè)偏距-16～2.5 m。試驗過程中ins-V地速度0～7.5 m/s；左右剎車壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.4 試驗數(shù)據(jù)分析

表3為三次自動駛?cè)朐囼灁?shù)據(jù)統(tǒng)計表。

由表3可知，航向偏差最大為1.4o，側(cè)偏最大為2m，表明該自動駛?cè)牍δ軡M足設計指標要求，且無人機自動駛?cè)肱艿澜Y(jié)束后能滿足以下起飛條件：處于程控方式的等待階段；無線電高度表有效；磁力計有效；純慣性有效；導航模式有效；發(fā)動機轉(zhuǎn)速>1440rpm；主電源已并網(wǎng)、蓄電池已并網(wǎng)、地面電源已脫離；場高已裝訂；航路數(shù)據(jù)正常；經(jīng)緯度數(shù)據(jù)有效。無人機自動駛?cè)虢Y(jié)束后能正常起飛。全系統(tǒng)工作穩(wěn)定可靠，可用于工程應用。

3 結(jié)束語

目前，該技術已成功應用于某兩型成熟無人機。為提高自動駛?cè)牍δ艿目尚屑翱尚哦?，到目前為止，已進行過數(shù)百次的駛?cè)朐囼?，自動駛?cè)牍δ艿玫匠浞烛炞C并表明，無人機自動駛?cè)牍δ艿膶崿F(xiàn)將無人機占用跑道時間縮短95%以上，提高跑道利用率；為了使飛機在駛?cè)脒^程中發(fā)電機不斷電，增加了變槳機構(gòu)。在駛?cè)朐囼炦^程中能保證發(fā)電機不斷電的情況下完成自動駛?cè)朐囼?；駛?cè)脒^程中側(cè)偏控制的絕對值小于15m，地速連續(xù)小于36km/h；進入起飛點無人機當前航向與駛?cè)牒骄€第一航段的航向差絕對值小于5o，當前位置相對于駛?cè)牒骄€第一航段的側(cè)偏絕對值小于5m滿足設計指標要求。

該技術解決了國內(nèi)輪式起降無人機自動駛?cè)雴栴}，使用前景廣闊，對輪式起降無人機自動駛?cè)胗泻芎玫膸幼鲇茫欣谕苿游臆姛o人機裝備建設研發(fā)進程，對推動我軍無人機裝備的發(fā)展具有重大意義。

（責任編輯：劉玲蕊）

可變穩(wěn)定性飛行模擬試驗機驗證自主著陸飛行能力

美國空軍在新一代高性能靶機項目中，明確要求不再依靠手動備份，使得自主著陸的可靠性成為至關重要的一個性能。

2008年12月18日，洛克希德-馬丁（洛馬公司）利用美國空軍試飛學校的一架可變穩(wěn)定性飛行模擬試驗機（VISTA）成功地完成了自主著陸飛行，標志著F-16戰(zhàn)斗機首次完全依賴計算機控制而成功著陸。這架試驗機在整個著陸過程中，借助機載計算機，完美地控制了飛機高度、姿態(tài)、速度、下滑角和下降率。

當時，該公司研制自主著陸程序的初衷是為了減輕飛行員的負擔，增強安全性。此次飛行試驗的成功顯示出經(jīng)過改裝的F-16戰(zhàn)斗機可以具備高度可靠的自主著陸能力。

其后，洛馬公司考慮將現(xiàn)役 F-16C Block 40/50戰(zhàn)斗機改裝為有人/無人的雙重角色戰(zhàn)斗機，在保留有人駕駛戰(zhàn)斗機的所有功能的基礎上，增加不超過136kg的遙控和通信設備。根據(jù)設計方案，研制人員需要將自動油門桿和自動著陸能力集成到電傳飛控系統(tǒng)中，同時還需要加裝額外的通信設備，以滿足地面控制人員的遠程控制和傳感器反饋數(shù)據(jù)的功能。