無人機(jī)天鉤回收縱向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

張劍鋒，王朋飛

(西北工業(yè)大學(xué) 365研究所，西安 710065)

0 引言

天鉤回收型無人機(jī)擺脫了傳統(tǒng)滑跑型無人機(jī)對跑道的依賴，大大增強(qiáng)了部署和使用的靈活性。同時(shí)由于不必安裝回收降落傘，減少了無人機(jī)死重，提高了其任務(wù)裝載能力，并且降低了無人機(jī)由降落傘包導(dǎo)致的系統(tǒng)復(fù)雜度與使用維護(hù)難度。正是這些突出的優(yōu)勢，使得天鉤回收無人機(jī)成為一個(gè)研究和設(shè)計(jì)的熱點(diǎn)方向。然而相較于滑跑型與傘降型無人機(jī)，天鉤回收對無人機(jī)的高度、速度、航跡控制精度提出了更高的要求。撞繩點(diǎn)的縱向位置和撞繩速度會(huì)直接影響機(jī)翼承受的過載大小，在撞繩回收過程高度控制精度一般要求小于1米，飛行速度則要穩(wěn)定地保持在略高于安全速度的一個(gè)較小的許用速度區(qū)間內(nèi)。

目前很多無人機(jī)縱向控制的常規(guī)方案是假設(shè)高度通道與速度通道相互獨(dú)立，按照兩個(gè)獨(dú)立回路分別控制飛行高度和飛行速度[1]，然而高度與速度實(shí)際上是存在相互耦合影響的。在要求飛行高度與飛行速度同時(shí)準(zhǔn)確控制的無人機(jī)撞繩回收場景中，這種控制方式難以使兩者同時(shí)達(dá)到預(yù)期的控制精度，從而容易造成一次撞繩成功率低，回收損傷風(fēng)險(xiǎn)較大的問題。也有文獻(xiàn)采用了LADRC線性自抗擾等控制方法進(jìn)行定高控制[2]，仿真效果較好，但未見工程化實(shí)現(xiàn)與真實(shí)飛行數(shù)據(jù)的驗(yàn)證。此外，目前的控制系統(tǒng)一般均基于理想的飛行參數(shù)或者高精度的傳感器數(shù)據(jù)，而對于天鉤回收無人機(jī)來說，其重量都不大，也不具備裝載高精度傳感器的艙內(nèi)空間，因此如何基于精度不高的小型傳感器實(shí)現(xiàn)高精度天鉤回收控制也是一個(gè)挑戰(zhàn)。

針對上述問題，本文設(shè)計(jì)一種在配置低成本傳感器的條件下利用油門和升降舵實(shí)現(xiàn)高度和速度通道協(xié)調(diào)控制的方法，并通過附加姿態(tài)約束使得無人機(jī)在天鉤回收時(shí)的速度、高度與俯仰角均在最佳范圍內(nèi)。這種方式能夠大幅提高一次撞繩成功率，實(shí)現(xiàn)高精度的撞繩點(diǎn)控制以及速度與姿態(tài)控制，既避免了因控制精度低導(dǎo)致頻繁復(fù)飛帶來的風(fēng)險(xiǎn)，也避免了撞繩時(shí)由于撞擊點(diǎn)不夠精確或速度過大導(dǎo)致的機(jī)翼損傷或使用壽命下降。同時(shí)，該控制方法易于工程實(shí)現(xiàn)，可直接部署到飛控計(jì)算機(jī)應(yīng)用于實(shí)際的飛行試驗(yàn)。

1 控制系統(tǒng)組成與原理

控制系統(tǒng)組成框圖如圖1所示。無人機(jī)為控制對象，該控制系統(tǒng)包括的部件有：微航姿系統(tǒng)、差分衛(wèi)星信號(hào)接收機(jī)、飛控計(jì)算機(jī)、升降舵機(jī)與油門舵機(jī)。

圖1 天鉤回收縱向控制系統(tǒng)組成框圖

微航姿系統(tǒng)用于測量無人機(jī)的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、航向角以及3個(gè)方向的角速度；差分衛(wèi)星信號(hào)接收機(jī)用于獲取無人機(jī)的高度、地速和位置信息；升降舵機(jī)、油門舵機(jī)分別用于執(zhí)行相應(yīng)的伺服運(yùn)動(dòng)指令，進(jìn)而控制無人機(jī)的升降舵面與油門；飛控計(jì)算機(jī)用于采集各個(gè)傳感器的測量數(shù)據(jù)和接收控制指令信息，實(shí)時(shí)進(jìn)行控制律解算，并輸出各個(gè)通道的控制量。飛控計(jì)算機(jī)中實(shí)時(shí)運(yùn)行控制律程序，將從各個(gè)傳感器采集得到俯仰角速率、俯仰角、高度、速度以及從預(yù)期指令得到高度與速度指令輸入縱向軌跡控制律，解算出升降舵偏轉(zhuǎn)角度與油門調(diào)節(jié)控制量，驅(qū)動(dòng)相應(yīng)的舵機(jī)運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而改變無人機(jī)的高度、速度與姿態(tài)，在有限的時(shí)間和飛行距離內(nèi)把這些參數(shù)與預(yù)期值的偏差調(diào)整到要求范圍內(nèi)，最終成功實(shí)現(xiàn)撞繩回收。

傳感器的精度對于控制精度至關(guān)重要，高精度的傳感器能夠大幅降低控制律設(shè)計(jì)的壓力，比如對于大型無人機(jī)來說，可以配置高性能光纖慣導(dǎo)來獲得飛機(jī)姿態(tài)、角速度等的信息，配置軍品級(jí)無線電高度表來獲得高精度實(shí)時(shí)場高信息。但高精度傳感器除了成本較高外，其重量與體積都較大，是總體成本較低的中小型無人機(jī)所不能負(fù)擔(dān)的。對于文中介紹的總重只有50千克的天鉤回收無人機(jī)來說，無論是成本還是帶載能力均無法配置高性能慣導(dǎo)，只能配置重量僅有0.5千克的MEMS微航姿系統(tǒng)來獲取無人機(jī)姿態(tài)與角速度信息，而精度相比慣導(dǎo)要低很多，為解決精度問題，此處放寬了姿態(tài)控制的要求，采用總能量控制方法實(shí)現(xiàn)高度與速度協(xié)調(diào)控制，同時(shí)把MEMS微航姿的姿態(tài)信息作為約束加入到控制系統(tǒng)中，以確保無人機(jī)的姿態(tài)安全。

對于實(shí)時(shí)場高的獲取，由于沒有配置無線電高度表，系統(tǒng)采用了衛(wèi)星高度與氣壓高度融合的方法。即在進(jìn)入回收前，首先判斷衛(wèi)星的可用性，若衛(wèi)星高度可用，則將經(jīng)過差分的衛(wèi)星高度變換為相對地面的場高。由于衛(wèi)星高度的連續(xù)性較差，需要使用氣壓高度進(jìn)行融合，在融合之前，由于經(jīng)過長時(shí)間飛行后，氣壓高度相對起飛前的基準(zhǔn)漂移較多，需要首先用衛(wèi)星高度進(jìn)行一次標(biāo)定，經(jīng)過處理的融合場高兼顧了衛(wèi)星高度的高精度與氣壓高度的連續(xù)性，完全可以替代無線電高度用于回收階段的高度信號(hào)源。

2 控制律設(shè)計(jì)

2.1 控制對象數(shù)學(xué)模型的建立

由于文中研究的是縱向控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，因此此處先簡單闡述飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)?？v向運(yùn)動(dòng)只涉及縱向的運(yùn)動(dòng)參數(shù)與氣動(dòng)力，影響飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的外作用力主要包括如下。

1)發(fā)動(dòng)機(jī)推力：方向沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸線，與機(jī)身軸線形成發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角，一般發(fā)動(dòng)機(jī)推力線不一定通過飛機(jī)的重心，此時(shí)推力還會(huì)產(chǎn)生力矩。

2)氣動(dòng)升力：垂直于飛行速度，向上為正，機(jī)身、機(jī)翼、尾翼等均可產(chǎn)生升力。

3)氣動(dòng)阻力：平行于飛行速度，向后為正，機(jī)身、機(jī)翼、起落架、飛機(jī)外掛物等均可產(chǎn)生阻力。

4)氣動(dòng)俯仰力矩：氣動(dòng)力在飛機(jī)對稱面內(nèi)對飛機(jī)產(chǎn)生的繞重心的力矩，抬頭為正。

基于以上縱向作用力和力矩，首先需要建立固定翼無人機(jī)的小擾動(dòng)線性化方程組[3]，針對線性化模型設(shè)計(jì)控制律并對參數(shù)進(jìn)行整定后，再引入到六自由度非線性模型中進(jìn)行仿真驗(yàn)證[4]，最終將固化的控制參數(shù)應(yīng)用到飛行試驗(yàn)中。

無人機(jī)小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程的推導(dǎo)有幾個(gè)假設(shè)前提，包括：無人機(jī)是剛體，且質(zhì)量為常數(shù)；忽略地面曲率，視地面為平面；假設(shè)地面為慣性參考系；假設(shè)重力加速度不隨飛行高度而變化；無人機(jī)幾何外形對稱，且內(nèi)部質(zhì)量分布對稱。

無人機(jī)動(dòng)力學(xué)方程可由牛頓第二定律導(dǎo)出，基于機(jī)體坐標(biāo)系可寫出無人機(jī)合力與合力矩的表達(dá)公式，經(jīng)過分解計(jì)算后可得到用無人機(jī)參數(shù)表達(dá)的3個(gè)方向的力以及繞機(jī)體3個(gè)軸的力矩動(dòng)力學(xué)方程。為了描述無人機(jī)相對于地面的運(yùn)動(dòng)，還需建立機(jī)體軸系與地面軸系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，并建立3個(gè)姿態(tài)角變化率與3個(gè)角速度分量間的幾何關(guān)系。以上描述所涉及的坐標(biāo)系定義、推導(dǎo)公式等具體內(nèi)容在文獻(xiàn)[3]中有詳細(xì)的闡述，此處不再贅述。

無人機(jī)運(yùn)動(dòng)方程組是非線性函數(shù)，為了既能簡化方程又不失去構(gòu)形參數(shù)起主導(dǎo)作用的影響，需要借助小擾動(dòng)法使非線性方程線性化，并用解析法求解，這將有利于分析無人機(jī)本體及包含控制系統(tǒng)后的穩(wěn)定性與操縱性。無人機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)可分為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)和擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)，將運(yùn)動(dòng)方程在工作點(diǎn)狀態(tài)下做泰勒級(jí)數(shù)展開，將運(yùn)動(dòng)參數(shù)表示為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)參數(shù)和擾動(dòng)偏移量之和。根據(jù)小擾動(dòng)假設(shè)，略去二階及二階以上小量即可得到小擾動(dòng)方程。將描述縱向運(yùn)動(dòng)的方程組做小擾動(dòng)線性化，并整理為矩陣表達(dá)形式，可以得到縱向線性化狀態(tài)方程，見下面的公式。其中Δθ、Δq、ΔV、Δα、ΔH分別為俯仰角、俯仰角速度、空速、迎角、高度；δe為升降舵偏角；狀態(tài)矩陣和輸入輸出矩陣中的參數(shù)Ai為根據(jù)氣動(dòng)數(shù)據(jù)求出的各個(gè)系數(shù)。

(1)

上述系數(shù)矩陣的各參數(shù)為根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)插值或計(jì)算出的相應(yīng)導(dǎo)數(shù)，系數(shù)矩陣的值隨飛行狀態(tài)的變化而變化，當(dāng)狀態(tài)確定時(shí)，飛行參數(shù)也隨之為已知值，這些系數(shù)也就可以自動(dòng)計(jì)算得到。飛行參數(shù)一般包括俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、航向角、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速度、航向角速度、高度、速度、迎角、側(cè)滑角、3個(gè)軸的加速度等。

基于小擾動(dòng)方程的控制律線性化設(shè)計(jì)只是設(shè)計(jì)的第一步，雖然此時(shí)的控制律結(jié)構(gòu)基本確定，但控制參數(shù)并不能適應(yīng)工程化應(yīng)用，因?yàn)闊o人機(jī)的運(yùn)動(dòng)本身是一個(gè)復(fù)雜的非線性運(yùn)動(dòng)，線性化設(shè)計(jì)可以確保系統(tǒng)是穩(wěn)定的，但卻無法確保全包線下無人機(jī)都能被很好的控制并具有良好的品質(zhì)。一般線性化設(shè)計(jì)后確定的是控制參數(shù)的范圍，完成線性化設(shè)計(jì)的控制律需要在六自由度非線性模型中進(jìn)行驗(yàn)證與控制參數(shù)選優(yōu)，該六自由度非線性模型框圖如圖2所示。

圖2 無人機(jī)六自由度非線性模型框圖

如圖2所示，無人機(jī)六自由度方程即所構(gòu)建的非線性方程，可以用MATLAB/Simulink模塊搭建或直接調(diào)用Simulink中的已有模塊。建立無人機(jī)六自由度模型的核心內(nèi)容是通過氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊、動(dòng)力系統(tǒng)模塊、環(huán)境模型得到機(jī)體產(chǎn)生的合力與合力矩。空氣在無人機(jī)機(jī)體上產(chǎn)生的力和力矩包括：升力、阻力、側(cè)力、滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。其具體的計(jì)算方法如下式所示：

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

其中：ρ為空氣密度，v為空速，S為參考面積，CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)，CY為側(cè)力系數(shù)，Cl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，Cm為俯仰力矩系數(shù)，Cn為偏航力矩系數(shù)，b為無人機(jī)翼展，c為平均氣動(dòng)弦長。通過風(fēng)洞試驗(yàn)可以獲得無人機(jī)飛行狀態(tài)下的靜導(dǎo)數(shù)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)和操縱導(dǎo)數(shù)，進(jìn)而獲得上述各氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)。據(jù)此可以建立計(jì)算模塊，如圖3所示。

圖3 氣動(dòng)數(shù)據(jù)模塊

動(dòng)力模塊的建模主要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳對無人機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的推力/拉力以及反扭矩。使用測功機(jī)通過臺(tái)架試驗(yàn)可以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)在給定油門和轉(zhuǎn)速下的輸出功率數(shù)據(jù)。通過CFD計(jì)算流體力學(xué)或風(fēng)洞試驗(yàn)的方法可以獲得螺旋槳在不同前進(jìn)比下的功率系數(shù)Cp和拉力系數(shù)Ct，進(jìn)而計(jì)算對應(yīng)的拉力和扭矩，如下式所示：

F=Ctρn2D4

(8)

M=Cpρn2D5

(9)

其中：ρ為空氣密度，n為螺旋槳轉(zhuǎn)速，D為螺旋槳直徑。假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的扭矩為T，而螺旋槳的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為J，則可以建立關(guān)于螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)角速度ω的微分方程：

(10)

根據(jù)上述公式則可以建立動(dòng)力模塊的數(shù)學(xué)模型，如圖4所示。

圖4 動(dòng)力模塊

環(huán)境模塊主要功能是實(shí)現(xiàn)根據(jù)地理位置和海拔高度的變化，實(shí)時(shí)插值計(jì)算當(dāng)?shù)乜諝饷芏?、重力加速度等參?shù)。這些參數(shù)將直接影響到作用于機(jī)體的氣動(dòng)力、力矩，以及重力等。標(biāo)準(zhǔn)大氣模型(ISA)給出的空氣密度隨高度變化的曲線如圖5所示。此外，在進(jìn)行非線性仿真時(shí)，為了考核所設(shè)計(jì)控制律的魯棒性，需要在環(huán)境模型中加入各種環(huán)境干擾，最常用的是陣風(fēng)干擾和紊流干擾，可以使用數(shù)學(xué)模塊搭建風(fēng)干擾的數(shù)學(xué)模型，也可以直接選用Simulink中的現(xiàn)有模塊。

圖5 空氣密度變化曲線

將上述力和力矩輸入六自由度方程模塊即可建立描述無人機(jī)運(yùn)動(dòng)的非線性模型。該模型計(jì)算的飛行過程中的狀態(tài)變量可輸出為各飛行參數(shù)，這些飛行參數(shù)反饋到控制律模塊解算執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，控制飛機(jī)飛行，如此就形成了仿真驗(yàn)證閉環(huán)。并可用于控制器參數(shù)整定優(yōu)化和效果驗(yàn)證。

2.2 控制算法設(shè)計(jì)

無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)一般包括傳感器、控制器與執(zhí)行機(jī)構(gòu)?？刂扑惴ń?jīng)過代碼實(shí)現(xiàn)后運(yùn)行在控制器的實(shí)時(shí)系統(tǒng)中?？刂扑惴ㄒ话銥榉答伩刂?，對于無人機(jī)的縱向控制來說，控制量一般包括升降舵控制與發(fā)動(dòng)機(jī)油門控制，升降舵用于控制無人機(jī)的俯仰姿態(tài)以及高度的上升或下降，油門用于控制無人機(jī)的速度變化。升降舵的計(jì)算算法公式中包含的參數(shù)一般有俯仰角、俯仰角速度、高度、迎角等。對于不同的控制模態(tài)，所控制的參數(shù)也有不同，在天鉤回收前的下滑階段，以俯仰角控制為主，在天鉤回收階段，以高度控制為主，俯仰角則作為約束參數(shù)使用。無論哪種模態(tài)，角速度一般均作為阻尼參數(shù)引入反饋控制，以改善控制過程的品質(zhì)。在追求穩(wěn)態(tài)控制精度的天鉤回收過程中，還需引入高度的積分控制。

此處縱向軌跡控制律的設(shè)計(jì)原則是在傳統(tǒng)反饋控制[5-6]的基礎(chǔ)上對高度與速度進(jìn)行協(xié)調(diào)控制，此處引入總能量控制的思想[7-10]。

總能量控制(Total Energy Control)理論是波音公司提出的一種飛機(jī)綜合飛行/推力控制系統(tǒng)?？偰芰靠刂频暮诵乃惴◤目刂骑w機(jī)的能量變化率與分配率出發(fā)，從而實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)飛行速度/航跡的解耦控制。

無人機(jī)控制油門的改變導(dǎo)致無人機(jī)推力的變化，同時(shí)會(huì)一定比率地改變飛機(jī)的總能量變化率，無人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)油門控制量可作為總能量變化率的主控制量。升降舵偏轉(zhuǎn)主要引起無人機(jī)俯仰力矩的變化，改變無人機(jī)的飛行姿態(tài)，在油門不變化時(shí)，推力不變，控制升降舵的偏轉(zhuǎn)僅僅將無人機(jī)的動(dòng)能與勢能進(jìn)行相互轉(zhuǎn)換，改變總能量在動(dòng)能與勢能之間的分配關(guān)系，飛機(jī)的升降舵控制量可作為總能量分配率的主控制量。 總而言之，油門控制無人機(jī)總能量的變化率，升降舵控制只改變無人機(jī)的總能量分配率。

飛機(jī)在飛行過程中的總能量包括動(dòng)能和勢能，可以表示為：

(11)

(12)

使用升降舵調(diào)整無人機(jī)飛行的俯仰角大小，可以使得總能量在動(dòng)能和勢能之間轉(zhuǎn)換但不會(huì)造成顯著的總能量損失。相當(dāng)于通過升降舵對動(dòng)能和勢能在總能量中的分配比例重新調(diào)整。而油門的改變會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)總能量的變化。所以油門可以作為總能量的控制器，升降舵可以作為飛機(jī)動(dòng)能和勢能的分配控制器。

具體的總能量理論此處不再贅述，根據(jù)能量變化率、飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)方程等可設(shè)計(jì)出天鉤回收過程無人機(jī)縱向控制律為：

(13)

(14)

為了撞繩回收的安全，需要在距撞繩點(diǎn)一定距離時(shí)進(jìn)行復(fù)飛判斷。主要判斷參數(shù)為高度偏差、速度偏差與航跡偏差，任意一個(gè)參數(shù)不滿足要求則進(jìn)行復(fù)飛，此時(shí)無人機(jī)會(huì)自動(dòng)執(zhí)行復(fù)飛控制策略。本系統(tǒng)的復(fù)飛控制策略中，無人機(jī)將進(jìn)行25度滾轉(zhuǎn)，同時(shí)使用最大油門進(jìn)行爬升，具體縱向控制律為：

δe=kθ×(θ-θg)+kq×q

(15)

δt=δt_max

(16)

其中：θg=15°。δt_max為最大油門量，以使得無人機(jī)盡快爬升到安全高度，繞飛后將再次執(zhí)行撞繩回收程序。

3 無人機(jī)天鉤回收縱向控制策略與流程

天鉤回收無人機(jī)的機(jī)翼翼尖處安裝有滿足強(qiáng)度要求的金屬鉤，回收過程中，當(dāng)無人機(jī)的機(jī)翼撞擊到捕獲繩后，捕獲繩會(huì)順著機(jī)翼自然滑動(dòng)至翼尖金屬鉤處，金屬鉤鉤住捕獲繩后，受沖擊作用，捕獲繩被卡緊在金屬鉤內(nèi)，并通過限位卡片鎖緊捕獲繩，防止無人機(jī)滑落造成損傷。捕獲繩合適的張緊力保證了無人機(jī)的動(dòng)能能夠被有效釋放，又能確保無人機(jī)被捕獲后不觸地[11-12]。

圖6為無人機(jī)天鉤回收過程示意圖。整個(gè)過程包括下滑、定高飛行、復(fù)飛決策、撞繩等飛行階段。在定高飛行期間，無人機(jī)縱向控制律為具有俯仰角約束條件的高度與速度協(xié)調(diào)控制。

圖6 無人機(jī)天鉤回收過程示意圖

天鉤回收過程決策流程如圖7所示。當(dāng)天鉤回收無人機(jī)進(jìn)入回收模態(tài)后，無人機(jī)從當(dāng)前高度下滑到撞繩高度，并在此高度上對準(zhǔn)預(yù)期撞繩點(diǎn)保持定高飛行。當(dāng)飛行至距捕獲繩一定距離的決策窗口時(shí)，自動(dòng)判斷高度偏差、速度偏差以及航跡偏差是否滿足窗口要求，任意一個(gè)要素不滿足窗口要求則退出撞繩回收模態(tài)，復(fù)飛后再次進(jìn)入回收。如果無人機(jī)到達(dá)決策窗口時(shí)所有要素均滿足窗口要求，則繼續(xù)保持速度約束下的定高飛行，直到機(jī)翼撞到捕獲繩。在無人機(jī)撞上捕獲繩后，無人機(jī)的速度將急劇降低，且在撞繩的瞬間，加速度會(huì)有突變，控制程序?qū)⒏鶕?jù)速度、加速度的變化自動(dòng)判斷是否完成撞繩，一旦判斷完成撞繩，則自動(dòng)執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)停車指令，以確保無人機(jī)的安全。

圖7 無人機(jī)天鉤回收過程決策流程圖

4 設(shè)計(jì)驗(yàn)證與分析

本文的設(shè)計(jì)方法在某50 kg無人機(jī)上進(jìn)行了應(yīng)用，在完成控制律設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)后，構(gòu)建了半物理仿真系統(tǒng)進(jìn)行了綜合仿真驗(yàn)證，在此基礎(chǔ)上開展了飛行試驗(yàn)測試。

4.1 綜合仿真驗(yàn)證

無人機(jī)系統(tǒng)綜合仿真能夠把飛控系統(tǒng)、航電設(shè)備、地面站、飛行控制與導(dǎo)航算法等形成閉環(huán)進(jìn)行仿真驗(yàn)證[13-15]。得益于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，經(jīng)綜合仿真驗(yàn)證的程序可以直接應(yīng)用于飛行試驗(yàn)。本文搭建的半物理仿真系統(tǒng)框架如圖8所示。

圖8 半物理仿真系統(tǒng)框架圖

宿主機(jī)與目標(biāo)機(jī)是所開發(fā)的仿真系統(tǒng)，首先在宿主計(jì)算機(jī)上建立無人機(jī)六自由度模型，并通過以太網(wǎng)網(wǎng)絡(luò)將模型發(fā)送至實(shí)時(shí)目標(biāo)機(jī)中。目標(biāo)機(jī)中運(yùn)行VxWorks實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，對模型進(jìn)行實(shí)時(shí)解算，并把飛行參數(shù)回傳給宿主機(jī)進(jìn)行顯示。仿真過程中，實(shí)時(shí)目標(biāo)機(jī)通過AD采集卡接收舵機(jī)輸出的控制信號(hào)進(jìn)行模型解算，并將模型計(jì)算出的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)參數(shù)按照相應(yīng)傳感器的協(xié)議轉(zhuǎn)換為各傳感器的模擬數(shù)據(jù)發(fā)動(dòng)給飛控計(jì)算機(jī)，接口可以是串口、模擬量等形式。例如將計(jì)算出的姿態(tài)角與角速度以微航姿的數(shù)據(jù)協(xié)議進(jìn)行轉(zhuǎn)換，將空速與高度以高度/速度傳感器的協(xié)議進(jìn)行轉(zhuǎn)換，將地速與位置坐標(biāo)等參數(shù)以衛(wèi)星導(dǎo)航的協(xié)議進(jìn)行轉(zhuǎn)換。飛控計(jì)算機(jī)接收到這些傳感器模擬信號(hào)后，與地面控制站所發(fā)的指令一同輸入到控制律程序進(jìn)行控制律的實(shí)時(shí)解算，并將解算結(jié)果輸出給舵機(jī)進(jìn)行相應(yīng)運(yùn)動(dòng)，如此就形成綜合仿真的閉環(huán)，通過這種綜合仿真，除對閉環(huán)在內(nèi)的硬件進(jìn)行驗(yàn)證外，最主要的是能夠完成控制律及其代碼實(shí)現(xiàn)后的正確性驗(yàn)證。

由于無人機(jī)模型與實(shí)際飛機(jī)相比會(huì)有一定的差異，因此需要開展拉偏仿真測試，以驗(yàn)證控制律的魯棒性，拉偏試驗(yàn)主要包括控制參數(shù)的拉偏仿真測試、無人機(jī)氣動(dòng)特性的拉偏測試以及動(dòng)力系統(tǒng)的拉偏測試。此外，為驗(yàn)證系統(tǒng)的魯棒性還可通過仿真模型注入各種干擾與故障，一般包括風(fēng)場干擾、傳感器通訊故障、執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、舵面損傷等。

利用所構(gòu)建的仿真系統(tǒng)，分別在不施加干擾以及施加5米/秒陣風(fēng)干擾的情況對天鉤回收過程進(jìn)行了綜合仿真測試，參與閉環(huán)的實(shí)物包括飛控計(jì)算機(jī)、舵機(jī)、地面控制站與數(shù)據(jù)鏈，其中飛控計(jì)算機(jī)中運(yùn)行飛行控制律代碼。下面給出在施加了陣風(fēng)干擾后的撞繩平飛段的相關(guān)參數(shù)，包括海拔高度、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和空速數(shù)據(jù)。結(jié)果如圖9所示。

圖9 綜合仿真數(shù)據(jù)曲線

仿真數(shù)據(jù)表明所設(shè)計(jì)的控制律可以準(zhǔn)確控制無人機(jī)完成撞繩，且動(dòng)態(tài)過程平穩(wěn)。撞繩階段高度波動(dòng)穩(wěn)定在0.5米以內(nèi)，俯仰角約為1度，滾轉(zhuǎn)角為0度，空速穩(wěn)定在約105千米/小時(shí)。

4.2 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

開展飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的系統(tǒng)包括無人機(jī)、地面控制站、彈射車、回收車、數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)與地面保障設(shè)備。其中，無人機(jī)的起飛重量為50千克，采用雙尾撐、上平尾設(shè)計(jì)，翼展為4米。無人機(jī)采用氣壓彈射起飛，起飛后爬升至場高300米，完成矩形航線飛行后下滑至回收窗口，在控制律的作用下下滑至撞繩點(diǎn)高度后保持定高飛行，并最終完成天鉤回收。

圖10為所用的天鉤回收裝置示意圖，最佳撞繩區(qū)域?yàn)椴东@繩中間長度為1米的AB段，無人機(jī)天鉤回收時(shí)若撞至該區(qū)域則無損傷風(fēng)險(xiǎn)。A、B點(diǎn)再各外延0.5米的區(qū)域?yàn)樵试S撞繩點(diǎn)，撞至該處存在機(jī)翼輕微損傷概率。其余區(qū)域?yàn)榻棺怖K點(diǎn)，撞擊這些區(qū)域會(huì)造成機(jī)翼或機(jī)體損傷。

圖10 天鉤回收裝置示意圖

使用本文所設(shè)計(jì)方法成功完成了多次天鉤回收，圖11給出了3次實(shí)際撞繩位置(星號(hào))與10次模擬撞繩位置(方框)分布圖，模擬撞繩也是實(shí)飛數(shù)據(jù)，只不過在高于回收車30米處進(jìn)入天鉤回收程序，除了沒有真正撞繩外，其他均與實(shí)際撞繩一致。

圖11 撞繩位置分布圖

由圖11可知，3次實(shí)際撞繩點(diǎn)均在最佳撞繩區(qū)內(nèi)，10次模擬撞繩有7次在最佳區(qū)域內(nèi)，3次在允許區(qū)域內(nèi)。

選取其中一次天鉤回收數(shù)據(jù)，畫出相應(yīng)飛行參數(shù)曲線如圖12所示，本次試驗(yàn)時(shí)風(fēng)速在3米/秒至5米/秒之間。

圖12 撞繩時(shí)的高度與速度曲線

從圖12結(jié)果可知，無人機(jī)能夠在控制律的作用下實(shí)現(xiàn)順利回收，且各參數(shù)均在要求范圍內(nèi)。最佳撞繩中心的高度為海拔1 423米，撞繩點(diǎn)位于最佳撞擊區(qū)域內(nèi)，撞繩時(shí)的速度穩(wěn)定在106至108公里/小時(shí)，該速度處于允許撞繩速度與失速速度之間的最佳范圍。飛機(jī)姿態(tài)基本水平，俯仰角與滾轉(zhuǎn)角保持在0度附近。比較真實(shí)飛行數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)可知，在真實(shí)飛行環(huán)境和帶有噪聲的傳感器的條件下，飛行過程仍非常接近理想狀態(tài)下的仿真飛行數(shù)據(jù)。相較于分別控制高度回路和速度回路的傳統(tǒng)控制方法，該方法能夠有效提高控制精度、消除或削弱外部干擾的影響，在存在噪聲的低精度傳感器的情況下具有更好的撞繩成功率和飛行平穩(wěn)度。

5 結(jié)束語

文中針對某型固定翼天鉤回收無人機(jī)提出了一種實(shí)用的天鉤回收縱向控制方法，核心思想是利用總能量控制方法實(shí)現(xiàn)高度與速度的協(xié)調(diào)控制。給出了總體方案設(shè)計(jì)、控制系統(tǒng)組成、傳感器數(shù)據(jù)融合策略、控制律設(shè)計(jì)方法以及在某50 kg級(jí)無人機(jī)上的應(yīng)用結(jié)果。從綜合仿真與飛行試驗(yàn)結(jié)果可知，該控制律設(shè)計(jì)方法正確可行、易于工程化實(shí)現(xiàn)，對于傳感器的要求不高，能夠?qū)崿F(xiàn)天鉤回收無人機(jī)回收過程的縱向高精度軌跡控制。所設(shè)計(jì)的方法已在多個(gè)項(xiàng)目中應(yīng)用，取得了良好的效果。