無人機(jī)滑降著陸控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

范東生，孫恒義，麻興斌，牛振中

(西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司，西安 710129)

0 引言

由于無人機(jī)具有造價(jià)低、安全性高、實(shí)用性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在軍用和民用領(lǐng)域都扮演著越來越重要的作用。對(duì)于固定翼無人機(jī)而言，起降成為了制約其發(fā)展的主要因素，目前常用的固定翼無人機(jī)回收方式包括起落架跑道滑降、滑橇滑行，傘降以及垂直起降[1]。傘降是當(dāng)無人機(jī)到達(dá)降落區(qū)域上空后自動(dòng)或手動(dòng)控制打開降落傘完成后續(xù)傘降著陸；垂直起降主要針對(duì)旋翼無人機(jī)或傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的降落，對(duì)滑降階段的三維航跡跟蹤要求不高。針對(duì)滑橇滑行以及起落架滑行兩種回收方式，對(duì)自主著陸下滑飛行的平穩(wěn)性、橫側(cè)向糾偏的高效性、降落位置的準(zhǔn)確性以及落地姿態(tài)角的安全性提出了嚴(yán)格的要求。

高九州[2]以無人機(jī)地速、下沉率和橫側(cè)向偏航距為控制目標(biāo)，應(yīng)用內(nèi)?？刂圃?，完成了著陸縱向和橫向滑降控制器的設(shè)計(jì)，其在末端拉起時(shí)采用了高度的指數(shù)衰減控制，通過高度的控制將無人機(jī)姿態(tài)擺平，這種策略存在姿態(tài)響應(yīng)、收斂慢的缺點(diǎn)，可能會(huì)導(dǎo)致落地姿態(tài)角差無人機(jī)受損。朱雯雯[3]將著陸階段分為直線下滑和指數(shù)拉起以及淺下滑來設(shè)計(jì)，并選擇不同的空速和軌跡角下飛機(jī)模型的配平結(jié)果作為滑降的依據(jù)，能滿足無人機(jī)滑降段對(duì)飛行高度和側(cè)向偏差的要求，但整個(gè)過程采用速度開環(huán)控制，無人機(jī)空速在下滑段變化較大，實(shí)際飛行數(shù)據(jù)無法與配平值中的姿態(tài)很好地對(duì)應(yīng)。

針對(duì)以上分析，本文首先設(shè)計(jì)了無人機(jī)滑降著陸控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，具體設(shè)計(jì)了滑降橫側(cè)向控制器和滑降縱向控制器，并在橫側(cè)向控制器設(shè)計(jì)中給出了直線航跡和圓航跡的控制律設(shè)計(jì)方法，在縱向控制器設(shè)計(jì)中進(jìn)行了下滑段高度控制量的分析計(jì)算；然后設(shè)計(jì)了一種滑降著陸控制系統(tǒng)，詳細(xì)介紹了滑降過程控制模式，最后通過仿真實(shí)驗(yàn)完成對(duì)該滑降控制系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 滑降著陸控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

無人機(jī)滑降著陸控制包括滑降橫、側(cè)向控制和滑降縱向控制[5]。航跡控制結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中包括飛機(jī)模型、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、飛行控制系統(tǒng)(包括橫側(cè)向控制器和縱向控制器)、傳感器模塊和導(dǎo)航系統(tǒng)(包括航線角、偏航距以及高度控制量的計(jì)算)。

圖1 無人機(jī)滑降控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

1.1 滑降橫側(cè)向控制器設(shè)計(jì)

在無人機(jī)進(jìn)入滑降階段后，要保證無人機(jī)盡快地跟蹤上預(yù)定的航線，減小橫向偏移能使無人機(jī)順利通過下滑窗口，且在拉平段末端要減小與預(yù)定跑道的偏差，這就需要進(jìn)行橫側(cè)向的精確控制。橫側(cè)向控制器是以航向角控制為內(nèi)回路，航向角控制器的輸出量作為副翼和方向舵執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，通過調(diào)節(jié)副翼和方向舵實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的平面航跡控制。當(dāng)無人機(jī)與預(yù)定航跡出現(xiàn)偏差時(shí)，需要對(duì)其進(jìn)行糾偏控制，而航向角的控制量也是由航線角與航跡偏差的控制綜合后得出，具體的滑降橫側(cè)向控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 滑降橫側(cè)向控制結(jié)構(gòu)圖

實(shí)現(xiàn)過程為：由無人機(jī)的位置和給定的航程點(diǎn)，計(jì)算出無人機(jī)與航線的垂線距離以及航線角，通過航跡控制器來消除偏差，并得到所需的航向角控制量，將其給入到航向控制器中，通過執(zhí)行結(jié)構(gòu)不斷調(diào)整副翼和方向舵的偏轉(zhuǎn)角度，從而實(shí)現(xiàn)無人機(jī)對(duì)平面航跡的跟蹤。

在滑降過程中會(huì)用到航線跟蹤以及定點(diǎn)圓盤旋降高。對(duì)直線航跡而言，偏航距離通過無人機(jī)到當(dāng)前航線的距離計(jì)算，具體的航向角控制率如下：

(1)

圓航跡的偏航距離通過無人機(jī)到圓心的距離與盤旋半徑的差來得到，具體的航向角控制率如下:

(2)

式(1)中，ψ0為航線航跡角，Δd為偏航距，KP為比例系數(shù)，KI為積分系數(shù)，KD為微分系數(shù)，式(2)中，V為無人機(jī)的飛行速度，R為圓盤旋半徑。

1.2 滑降縱向控制器設(shè)計(jì)

滑降過程中不僅對(duì)無人機(jī)的平面航跡偏差有較高要求，而且無人機(jī)的高度控制以及觸地時(shí)的俯仰角也要滿足一定條件。所以在滑降過程中不僅要對(duì)無人機(jī)的高度進(jìn)行跟蹤控制，同時(shí)也要在接近地面時(shí)對(duì)無人機(jī)的俯仰角進(jìn)行拉起控制，以確保觸地時(shí)飛機(jī)抬頭，起落架后輪先觸地。無人機(jī)的高度控制以俯仰角控制回路為內(nèi)回路，俯仰角控制器的輸出量作為升降舵執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，通過調(diào)節(jié)升降舵實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的高度控制[6-7]。其中，高度控制量的計(jì)算是通過導(dǎo)航系統(tǒng)解算完成的。具體的高度控制器結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 滑降縱向控制器結(jié)構(gòu)圖

實(shí)現(xiàn)過程為：首先，根據(jù)地面站發(fā)送的滑降航線的航程點(diǎn)，導(dǎo)航軟件將航程點(diǎn)的高度信息提取后，根據(jù)無人機(jī)當(dāng)前的位置，通過數(shù)學(xué)方法實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)所需的高度控制量，將其送入到飛控系統(tǒng)的高度控制器中，通過調(diào)節(jié)升降舵的偏轉(zhuǎn)角來實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的高度控制[8]。當(dāng)飛機(jī)距離地面高度較低時(shí)，采用內(nèi)環(huán)俯仰角控制，將飛機(jī)縱向姿態(tài)拉平，以免發(fā)生飛機(jī)機(jī)頭或螺旋槳先觸地的情況。

高度控制量的計(jì)算方法：通過給點(diǎn)的航程點(diǎn)坐標(biāo)，實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)在任意航線位置時(shí)對(duì)應(yīng)的應(yīng)飛高度值，具體的計(jì)算過程如下[4]：

如圖4所示，AB表示當(dāng)前無人機(jī)的航線，其中航程點(diǎn)A(xA,yA,zA)和B(xB,yB,zB)的位置已知，將AB投影到水平面XOY上得到線段CD，其中C的坐標(biāo)為(xC,yC,0)，D的坐標(biāo)為，且有xA=xC，yA=yC，xB=xD，yB=yD。

圖4 投影法計(jì)算高度

坐標(biāo)點(diǎn)E表示無人機(jī)的位置，為了求出無人機(jī)在E點(diǎn)時(shí)對(duì)應(yīng)的航線應(yīng)飛高度，將E投影到水平面得到點(diǎn)F，再將F點(diǎn)投影到上CD，得到投影點(diǎn)G，而G點(diǎn)對(duì)應(yīng)的AB航線上的H點(diǎn)的高度值即為無人機(jī)的應(yīng)飛高度。

在圖4中，E(xE,yE,zE)點(diǎn)的坐標(biāo)已知，則F(xE,yE,0)已知，又因?yàn)橹本€AB已知，則GF的數(shù)學(xué)式：

(3)

直線CD的表達(dá)式為：

(4)

設(shè)G點(diǎn)坐標(biāo)為G(xG,yG,0)，聯(lián)合式(3)和式(4)，可得:

xG=

(5)

yG=

(6)

為了方便計(jì)算，將平面ABCD分離出來，如圖5所示。由上述計(jì)算求得G點(diǎn)坐標(biāo)為G(xG,yG,0)，且A、B、C、D的坐標(biāo)均已知，當(dāng)航程點(diǎn)A的高度坐標(biāo)值低于B點(diǎn)高度坐標(biāo)值時(shí)，見圖5左圖。

圖5 航線側(cè)面投影

根據(jù)幾何知識(shí)可以推導(dǎo)出如下關(guān)系：

(7)

則可以推導(dǎo)出H點(diǎn)的高度值，即無人機(jī)的應(yīng)飛高度h為：

(8)

同理，當(dāng)航程點(diǎn)A的高度坐標(biāo)值高于B點(diǎn)高度坐標(biāo)值時(shí)，見圖5右圖，可以推導(dǎo)出H點(diǎn)高度值h為：

(9)

通過上述方法，可以求得無人機(jī)在任意位置時(shí)對(duì)應(yīng)的應(yīng)飛高度，即無人機(jī)的高度控制量，通過高度控制器實(shí)現(xiàn)對(duì)航線高度的跟蹤控制。

2 滑降著陸控制模式

根據(jù)滑降著陸過程中對(duì)飛機(jī)航跡和姿態(tài)的要求，將滑降過程分為4個(gè)階段[9]，分別為盤旋降高段、平飛段、下滑段以及末端拉平段。從平飛段到無人機(jī)著陸的滑降過程如圖6所示。

圖6 滑降過程圖

滑降過程首先是降高段，當(dāng)無人機(jī)返回到降落點(diǎn)上空后先進(jìn)行圓盤旋降高，此時(shí)采用速度閉環(huán)方式，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在慢車狀態(tài)，當(dāng)高度滿足一定條件且飛機(jī)航向角與滑降下滑線的航線角之間滿足設(shè)置的條件后便開始進(jìn)入水平平飛段；平飛段是保證飛機(jī)很好的跟蹤水平航跡，減小飛機(jī)的側(cè)向偏移，并進(jìn)行下滑前姿態(tài)調(diào)整；平飛段末端進(jìn)行飛機(jī)下滑窗口判斷，當(dāng)滿足下滑窗口約束后進(jìn)入到下滑段；下滑段控制無人機(jī)始終跟蹤給定的航線坡度，同樣在下滑段采用速度閉環(huán)控制方式，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在慢車狀態(tài)，直到高度滿足一定條件后進(jìn)入拉平段[10]，在拉平段發(fā)動(dòng)機(jī)怠速運(yùn)行，縱向控制模式由高度控制切換為俯仰角控制，完成觸地前俯仰角調(diào)整。

1) 由降高段進(jìn)入平飛段的判斷條件為：

(1)無人機(jī)飛行高度<=H1；

(2)飛機(jī)航向角與航線的夾角小于10度或者飛機(jī)距離圓盤旋與航線切點(diǎn)位置距離小于50 m。

2)平飛段高度H1設(shè)置為200 m，平飛段水平距離X1設(shè)置為3 000 m。為了使無人機(jī)從圓盤旋進(jìn)入直線航線后有較長時(shí)間收斂，X1的值可以根據(jù)地形條件考慮適當(dāng)放大。

3) 下滑窗口判斷條件：

(1)無人機(jī)沿航線方向飛行，與下滑航線起點(diǎn)距離小于50 m；

(2)飛機(jī)的偏航距離絕對(duì)值小于10 m；

(3)飛機(jī)當(dāng)前高度與平飛段高度給定值的差的絕對(duì)值小于10 m。

4)預(yù)定下滑點(diǎn)到拉平點(diǎn)的水平距離X2設(shè)置為4 000 m，拉平高度H2為10 m，第一次下滑到預(yù)定拉平高度后開始進(jìn)入拉平段。

5)進(jìn)入拉平段后，發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)門減小，設(shè)置為怠速運(yùn)行狀態(tài)。

6)拉平段采用俯仰角控制，具體的俯仰角給定值計(jì)算方法為：

(10)

其中：H3為飛機(jī)相對(duì)跑道的高度；H2為預(yù)定拉平高度；θ0為拉平段初始俯仰角給定值，取下滑段轉(zhuǎn)換到拉平段時(shí)的俯仰角指令值；θ1為接地俯仰角指令給定值，為了保證接地時(shí)后輪先觸地且螺旋槳不會(huì)劃到地面，降其設(shè)置為2°。

3 仿真與分析

根據(jù)前邊對(duì)滑降模型的分析，給定滑降航線為：(0,0,1 000)，(7 000,0,200)，(10 000,0,200)，(14 000,0,10)， (15 000,0,0)。初始時(shí)間為0 s，無人機(jī)初始飛行高度為1 000 m，空速為40 m/s，航向角為0°，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的最小風(fēng)門開度限制為10%。無人機(jī)從初始狀態(tài)進(jìn)入航線，完成滑降過程，具體的仿真結(jié)果如圖7～11所示。

圖7 無人機(jī)滑降平面圖

圖8 無人機(jī)滑降x-h圖

圖9 無人機(jī)滑降空速圖

圖10 無人機(jī)滑降風(fēng)門開度圖

圖11 無人機(jī)滑降俯仰角圖

無人機(jī)從初始位置出發(fā)，沿著x軸方向飛行，當(dāng)?shù)竭_(dá)7 000 m位置處開始進(jìn)行切航線圓盤旋降高飛行。由圖7～11可知，盤旋降高階段圓盤旋半徑為1 000 m，俯仰角為-6°，由于給定速度為40 m/s，而下滑時(shí)無人機(jī)的勢(shì)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，飛行速度增大到50 m/s。節(jié)氣門開度保持最小值10%。整個(gè)盤旋降高過程用時(shí)約260 s，高度從1 000 m下降至200 m，下滑率為3.08 m/s。

當(dāng)無人機(jī)飛行高度不大于200 m時(shí)，無人機(jī)航向角與航線的夾角小于10度或飛機(jī)距離圓盤與航線之間切點(diǎn)的距離小于50 m時(shí)，無人機(jī)進(jìn)入平飛段。由圖7～11可知，剛從圓盤旋進(jìn)入平飛段時(shí)，會(huì)出現(xiàn)最大45 m的偏航距，平飛段沿著x方向飛行3 000 m，平飛段結(jié)束時(shí)，航跡偏差收斂到5 m。飛行高度保持200 m，對(duì)應(yīng)的俯仰角約為0度。無人機(jī)空速從下滑段末端的50 m/s，通過速度的閉環(huán)調(diào)節(jié)控制，保持到給定值40 m/s，對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)門開度約為21%。

平飛段結(jié)束后進(jìn)入下滑窗口判斷，由于此時(shí)側(cè)向偏航距為5 m，飛行高度為200 m，高度控制誤差為0 m，滿足窗口通過條件，即當(dāng)無人機(jī)與下滑航線起點(diǎn)距離小于50 m時(shí)，直接進(jìn)入下滑階段。由圖5～9可知，下滑階段無人機(jī)的偏航距逐漸減小，當(dāng)下滑段結(jié)束時(shí)，偏航距為0 m。由于下滑段高度控制為實(shí)時(shí)計(jì)算無人機(jī)當(dāng)前位置對(duì)應(yīng)的下滑高度，而高度控制到該值需要一定的時(shí)間，所以不能保證無人機(jī)完全跟蹤下滑航線，而是在航線上方以相同的坡度下滑，同一水平位置下，無人機(jī)的應(yīng)飛高度與實(shí)際飛行高度偏差約為2 m。整個(gè)下滑過程用時(shí)約90 s，下滑高度為190 m，高度下滑率為2.11，下滑率較盤旋降高時(shí)減小，俯仰角約為-4°，空速增長幅度小于盤旋降高階段，最高達(dá)到44 m/s，由于采用速度閉環(huán)控制，對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)門開度逐漸減小至10%。

當(dāng)無人機(jī)下滑到距離地面高度小于10 m時(shí)，進(jìn)入到拉平階段，發(fā)動(dòng)機(jī)怠速運(yùn)轉(zhuǎn)。由圖7～11可知，無人機(jī)從10 m高度到觸地用時(shí)14 s，高度下滑率為0.71m/s。發(fā)動(dòng)機(jī)怠速運(yùn)行后，無人機(jī)速度從43 m/s降低至37 m/s，水平方向無人機(jī)從14 040 m位置處滑行到14 650 m，共滑行610 m。觸地時(shí)的俯仰角為0.4°，飛機(jī)保持較小的抬頭姿態(tài)角，滿足滑降著陸對(duì)無人機(jī)的觸地俯仰角要求。

4 結(jié)束語

本文通過分析當(dāng)前無人機(jī)的滑降著陸控制方式，結(jié)合某型無人機(jī)模型，設(shè)計(jì)了一種無人機(jī)滑降著陸控制方式，首先進(jìn)行了滑降著陸控制系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)，給出了滑降橫側(cè)向控制器結(jié)構(gòu)，并在橫側(cè)向控制器設(shè)計(jì)中進(jìn)行了直線航跡和圓航跡的控制律設(shè)計(jì)；之后設(shè)計(jì)了滑降縱向控制器結(jié)構(gòu)，在縱向控制器設(shè)計(jì)中給出了下滑段高度控制量的計(jì)算方式；在滑降著陸控制結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了一種滑降著陸控制流程，詳細(xì)介紹了滑降過程的控制模式。

經(jīng)過仿真分析表明：1)無人機(jī)在整個(gè)滑降過程中橫向控制滿足設(shè)計(jì)要求。在剛進(jìn)入平飛段時(shí)由于航線切換出現(xiàn)45 m偏航，在平飛段結(jié)束時(shí)偏航距為5 m，在飛機(jī)接地時(shí)，偏航距減小為0 m。2)整個(gè)過程中高度控制和接地俯仰角滿足設(shè)計(jì)要求。平飛段飛機(jī)飛行高度為200 m，控制誤差為0 m；下滑段高度跟蹤誤差為2 m；接地時(shí)無人機(jī)姿態(tài)為稍微抬頭，俯仰角為0.4°。

本文設(shè)計(jì)的無人機(jī)滑降著陸控制系統(tǒng)能很好地完成回收階段無人機(jī)的安全著陸，整個(gè)滑降過程中具有偏航距離小，高度控制誤差低，水平方向滑行距離較短，落地姿態(tài)角安全性高的優(yōu)點(diǎn)，能滿足滑跑型無人機(jī)對(duì)滑降階段的控制要求。