郭慶, 張煒, 張怡哲, 宋筆鋒

(西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

艦載無人機精確著艦軌跡控制及飛行驗證

郭慶, 張煒, 張怡哲, 宋筆鋒

(西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

艦載無人機回收是整個飛行中最困難的任務之一。在建立艦載無人機控制系統(tǒng)基礎上,著重設計了縱向控制增穩(wěn)系統(tǒng)和自主飛行控制系統(tǒng)。為保證著艦精度,引入光學導引著艦,通過試飛驗證了光學引導系統(tǒng)的速度、精度可以滿足無人機自動下滑著陸要求,其平均落地點偏差與差分GPS相當。

艦載無人機; 控制; 光學導引; 試飛驗證

引言

艦載無人機是以戰(zhàn)艦為基地的作戰(zhàn)機種,必須滿足和適應戰(zhàn)艦的工作環(huán)境、自然環(huán)境和作戰(zhàn)環(huán)境。海上的自然環(huán)境比陸地復雜、惡劣,無人機在艦上起降時必然存在較大的外界干擾。目前,固定翼無人機大部分是靠阻攔網(wǎng)或傘降回收的,存在著很大的安全隱患,能否安全可靠地實現(xiàn)自動回收已成為評價艦載無人機性能好壞的重要指標之一[1]。

本文設計了艦載無人機自動飛行系統(tǒng),在常規(guī)控制律基礎上引入光學導引,有效提高了著艦導引精度。

1 艦載無人機控制系統(tǒng)硬件組成

1.1 機載設備組成

機載設備按主要功能分為能源組件、傳感組件、任務組件、計算及接口組件、通訊組件和作動組件,其主要關系如圖1所示。

圖1 艦載無人機機載設備組成

(1)能源組件:完成電源的控制與管理,為其他系統(tǒng)提供不同要求的電源,并向控制計算機提供能源狀況信息;(2)傳感組件:測量飛行器當前飛行狀態(tài),包括角姿態(tài)、角速率、高度、速度等,向控制計算機輸出;(3)任務組件:完成偵察任務,主要為攝像頭及其附屬的視頻調制組件,輸出到通訊組件;(4)計算及接口組件:負責飛行器的飛行、導航、工作狀態(tài)控制、任務設備控制等;(5)通訊組件:負責數(shù)據(jù)雙向通訊和視頻單向傳輸。下傳數(shù)據(jù)經(jīng)編碼、放大由發(fā)射機通過全向天線發(fā)射;上傳數(shù)據(jù)由接收機經(jīng)天線接收和放大,經(jīng)過解調和解碼獲得遙控指令,送入控制計算機;(6)作動組件:根據(jù)控制計算機指令動作,改變飛行器舵面偏角、電機轉速等,進而改變飛行器的氣動力、力矩、推力等,達到控制飛行器運動狀態(tài)的目的。上述各組件功能相互依賴,數(shù)據(jù)相互連接,實時運行中相互制約,不同部分要求功能協(xié)調、接口協(xié)調、工作協(xié)調。為降低重量,機載系統(tǒng)所有器件都具有體積小、重量輕、能耗低的特點。

1.2 地面設備組成

地面設備按功能分為電源系統(tǒng)、通訊組件、用戶界面設備和計算機系統(tǒng)[2],如圖2所示。

(1)電源系統(tǒng):為其他系統(tǒng)提供不同要求的電源,并向計算機提供電源狀況信息;(2)通訊組件:負責數(shù)據(jù)雙向通訊;(3)用戶界面設備:包括操縱、控制使用的遙控器、鍵盤、鼠標以及顯示使用的顯示器、指示燈設備;(4)計算機系統(tǒng):包括計算機、外存儲器、接口設施等,有用戶的顯示/輸入處理、通訊控制、數(shù)據(jù)顯示/記錄、任務規(guī)劃和數(shù)據(jù)分析等功能。

圖2 艦載無人機地面設備

2 艦載無人機控制系統(tǒng)設計

2.1 俯仰控制與穩(wěn)定

選定俯仰角作為艦載無人機控制參數(shù)可以在基本控制增穩(wěn)系統(tǒng)中只使用姿態(tài)和速率陀螺,降低對設備的要求,但存在俯仰角與迎角/過載的關系隨速度、高度變化而變化的缺點。

圖3 縱向控制增穩(wěn)原理

2.2 自動飛行系統(tǒng)設計

自動飛行系統(tǒng)設計目標是可以根據(jù)任務要求自動按預設或實時輸入的航跡飛行,包括航向、高度、速度控制,以及初始自動爬升、返回自動下滑著陸等。自動飛行系統(tǒng)原理結構如圖4所示。

(1)通訊系統(tǒng)提供數(shù)字數(shù)據(jù)通訊能力,接收地面實時任務/航跡數(shù)據(jù),并送入控制計算機;(2)任務/航跡數(shù)據(jù)庫由控制計算機維護管理,飛行中可根據(jù)實時上傳數(shù)據(jù)進行更新;(3)傳感器組件測量無人機飛行狀態(tài),提供無人機實際高度、速度、航向、位置等導航數(shù)據(jù);(4)自動飛行軌跡計算由控制計算機完成,生成高度、速度、航向等指令,送入高度/速度和航向控制回路;(5)高度/速度控制器、航向控制器由控制計算機完成,根據(jù)期望航跡和實際航跡生成相應飛行器姿態(tài)控制指令和推力指令。

圖4 自動飛行系統(tǒng)原理結構

2.3 系統(tǒng)功能設計

系統(tǒng)功能包括自動起飛、自動爬升、自動下滑、定高/定向飛行、自動航線飛行、實時航線調整。功能計算均在控制計算機中完成。本文著重討論艦載無人機在自動著艦時的情況,因此重點介紹著艦過程中的自動下滑和實時航線調整。

2.3.1自動下滑

控制計算機由任務/航跡數(shù)據(jù)庫獲得期望航向和高度、速度,自動控制飛行器沿指定下滑線減速下滑,在達到落地點時下滑結束,速度控制器將推力關閉,高度控制器將舵面回中,航向控制器將無人機保持在設定航跡上。

2.3.2實時航線調整

根據(jù)通訊系統(tǒng)實時上傳的任務/航跡數(shù)據(jù)更新機載數(shù)據(jù)庫并跟蹤航路,調整至新輸入的任務、航線。無人機當前位置、高度、速度相對新輸入任務、航線的偏差作為航線誤差,由系統(tǒng)自動修正。

3 光學導引原理

要保證艦載機準確安全地降落在飛行甲板上,必須精確控制飛機飛行軌跡,使其能沿理想的下滑軌跡著艦[3]。而艦載無人機著陸跑道是一個不斷運動的目標甲板,為了提高著艦精度,引入光學導引方法[4]可以有效解決差分GPS定位不準、誤差增大的問題。

3.1 地基攝像機光學導引方法可行性分析

則共線方程可以轉化為關于待定位點P的空間坐標(x,y,z)的線性方程組:

(1)

對于單個攝像機而言,上式的方程只有2個,而未知數(shù)(x,y,z)有3個,方程組為不定方程組,沒有唯一解。但上式確定了一條通過攝像機光心和像點的空間直線,即共線方程中的線[5]。

當兩臺攝像機進行線-線交會時,上式的方程個數(shù)變?yōu)?個,而未知數(shù)仍為3個,用最小二乘法可以對該線性方程組求解。因此,利用兩臺攝像機可以直接對目標進行三維定位。

3.2 光學引導著艦方案基本配置

地基攝像機光學引導無人機著艦的基本配置如圖5所示。無人機下滑線與地面夾角為7°,下滑線起點與理想著陸點(第二條阻攔索中點)的縱向距離為400 m。

圖5 無人機著艦過程光學引導配置圖

取設計著陸點為參考原點,圖中標識為O點。按設計下滑線,一些距離O點處無人機的理想高度如表1所示。

表1 無人機的理想高度 (m)

將攝像機安裝在跑道的兩側,調整攝像機的視場,使整個著陸過程中無人機都處于視場中。選擇一個LED標志燈安裝在無人機上,通過提取標志燈實現(xiàn)對無人機的定位。預期目標定位精度為:高度方向<0.05 m,垂直跑道方向<0.2 m,沿跑道方向<0.2 m。

4 試飛驗證

4.1 試飛航跡規(guī)劃

4.1.1坐標系與起降點定義

坐標原點O(0,0)位于起飛跑道對稱中心;起飛點A(xa,0,0);著艦目標點L(xl,yl,0)。

4.1.2航跡設定

航跡規(guī)劃圖如圖6所示。

(1)離地點B(-20+xa,0,0):自該點后爬升至C(50 m相對高程);(2)一轉彎點C(-100+xa,0,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向D;(3)二轉彎點D(-100+xa,200+yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向E;(4)通場三轉彎點E(300+xa,200+yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向F;(5)通場四轉彎點F(300+xa,yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向G;(6)通場飛行終點G(-100+xa,yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向H;(7)第二轉彎點H(與D點為同一點):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向著艦三轉彎點I;(8)著艦三轉彎點I(-400+xa,200+yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎,保持50 m高度,航向指向著艦四轉彎點J;(9)著艦四轉彎點J(-400+xa,yl,50):在該點處完成順時針90°轉彎后,航向指向著陸出鉤點K,逐漸減速下滑;(10)著陸出鉤點K(4+xl,yl,hl):在該點完成掛鉤彈出,航向指向著陸點L;(11)著陸點L(xl,yl,0):保持航向,直至速度為零。

若著陸出現(xiàn)意外,需要復飛重新進入著陸航線,將重復執(zhí)行上述(6)～(11)。

4.2 試飛科目及飛行程序

試飛人員包括總指揮、飛行員、助手、機械師、攝像師、旗手。其中飛行員按照飛行計劃,與機械師共同檢查飛機操縱面,并操縱無人機地面滑跑、起飛、任務航線、著陸[6]。飛行中,助手讀取飛行參數(shù)，適時向飛行員提供飛行速度、高度、時間等信息。旗手位于著陸航線J點,用旗語指示飛機對正跑道情況?？傊笓]協(xié)調全部人員完成所有測試科目。試飛航時設定為18 min,從起飛滑跑開始計時。飛行至15 min,無人機進入著陸航線。具體試飛程序為:

(1)將無人機推入滑行道,各系統(tǒng)開電;

(2)啟動電動機,轉速及怠速均穩(wěn)定后,動力推至100%,狀態(tài)正常,撤去保護裝置,所有人員撤離跑道;

(3)飛機地面滑跑一圈,電動機動力不應大于20%,滑跑速度低于10 m/s;

(4)飛機滑跑起飛,推力逐漸增加,調整航向,飛機速度高于15 m/s起飛離地;

(5)進入著陸航線,下滑并著陸。

圖7為無人機著陸接地前的姿態(tài)情況。

圖7 驗證機著陸姿態(tài)

4.3 試飛結果及數(shù)據(jù)分析

在圖8～圖11中給出一組包含完整的自動起飛、航線飛行、自動下滑著陸過程的飛行試驗曲線。圖8為該次飛行的平面航跡。受試飛場地限制,試飛中規(guī)劃的航跡與圖6的參考航跡有所不同。跑道為東偏南方向,起飛方向為東南。試飛中有偏西南的側風。測試中全程使用差分GPS進行位置測量。

從圖8中可以看到,自動控制系統(tǒng)能夠控制無人機按照設定航線飛行,航跡保持良好。其中在航線飛行的轉彎段能夠看出側風影響,但側偏距很快被糾正,使無人機回到航線上。

圖9和圖10為該次飛行的高度和速度的時間歷程曲線,圖11為推力變化時間歷程曲線?？梢钥吹?在起飛階段,首先全推力進行地面滑跑加速,空速達到設定值后自動拉起起飛。爬升段高度和速度控制系統(tǒng)能夠使無人機穩(wěn)定保持爬升軌跡,到達指定高度后轉為航線飛行。

圖8 無人機平面航跡

圖9 高度變化時間歷程

圖10 空速變化時間歷程

圖11 推力變化時間歷程

在轉航線飛行時空速有所下降,同時也導致爬升航跡有所降低。這是因為設定航線飛行推力不準確,起飛全推力降為航線推力時導致推力不足。但速度控制系統(tǒng)很快實現(xiàn)了推力調節(jié),使空速跟蹤指令值(自動配平)。

在試飛中,航線飛行和著陸航線設置了不同的高度、速度和下滑軌跡,控制系統(tǒng)都能很好地使無人機跟蹤設定速度和高度。在過渡階段有一定偏差,但都能很快跟蹤上目標值,并且保持高的精度[7]。

5 結束語

通過試飛驗證,說明所設計的艦載無人機自主飛行控制系統(tǒng)、光學導引方案等是成功的,能夠按照規(guī)劃的航跡飛行,并實現(xiàn)自動起飛、航線飛行、自動著陸的全過程,軌跡控制精度能夠滿足設計要求。試飛結果表明,使用光學引導系統(tǒng)的速度、精度可以滿足自動下滑著陸的要求,平均落地點偏差與差分GPS定位相當。此外,系統(tǒng)能夠使用光學引導系統(tǒng)實現(xiàn)自動下滑著陸,不會導致落地點偏差增大。

[1] 楊一棟.艦載飛機著艦引導與控制[M].北京:國防工業(yè)出版社,2006:76-82.

[2] 袁鎖中.艦載飛機自動著艦導引系統(tǒng)[D].南京:南京航空航天大學,1998:66-71.

[3] 張怡,張玉琢.無人機撞網(wǎng)回收末制導系統(tǒng)的研究[J].西北工業(yè)大學學報,1997,15(4):607-612.

[4] 張琦.機器視覺系統(tǒng)的原理及現(xiàn)狀[J].電子工業(yè)專用設備,1999,28(4):21-21.

[5] Omid Shakernia,Yi Ma, Koo T J,et al.Vision guided landing of an unmanned air vehicle[C]//Proceeding of the 38th Conference on Decision and Control Phoenix.Arizona USA,1999:4143-4148.

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[7] Morelli E A.Real-time dynamic modeling-data information requirements and flight test results[R].AIAA-2008-6201,2008.

(編輯：崔立峰)

Accuratelandingglidepathcontrolsystemofcarrier-basedUAVanditsflighttest

GUO Qing, ZHANG Wei, ZHANG Yi-zhe, SONG Bi-feng

(College of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Carrier-based UAV recovery is one of the toughest missions facing the UAV system. This paper emphatically introduces the design of the longitudinal control stability augmentation system as well as the autopilot system based on the establishment of the whole control system. To ensure the landing accuracy, the optical guidance system is proposed. Through flight tests, we verified the accuracy and speed of the optical guidance system which meets the requirements of approach and landing phases, with the landing deviation similar to DGPS.

carrier-based UAV; control system; optics guidance system; flight test

V249.1；V279

A

1002-0853(2012)05-0448-06

2012-03-31;

2012-07-10

郭慶(1982-),男,北京人,博士研究生,主要從事飛行器總體設計研究。