陳李萍 殷虹嬌

（航天神舟飛行器有限公司，天津 300457）

小型無人機深失速降落回收的試驗研究

陳李萍 殷虹嬌

（航天神舟飛行器有限公司，天津 300457）

通過與傳統(tǒng)的固定翼無人機回收方式進行相比，經(jīng)過特殊減震設(shè)計的無人機可采用深失速降落方式進行著陸，能降低無人機對降落場地的要求，無需撞網(wǎng)回收需末端精確引導(dǎo)輔助降落設(shè)備，同時也降低了對飛控及傳感器精度要求，是更加適合小型無人機在復(fù)雜環(huán)境使用的降落方式，具備一定的工程應(yīng)用前景。

無人機 深失速 回收

1 引言

相對于起飛，無人機的回收是一個更為復(fù)雜、也更容易出現(xiàn)故障的階段，能否安全著陸已經(jīng)成為評價無人機性能的一項重要指標。目前來講，無人機的回收主要分為撞網(wǎng)回收、輪式滑降、空中勾取回收等。

小型電動無人機以電力驅(qū)動，起飛重量3KG以內(nèi)，控制半徑在10KM左右，主要用于執(zhí)行戰(zhàn)場偵查、監(jiān)視、目標搜索、打擊毀傷效果評估等戰(zhàn)術(shù)任務(wù)，較為典型的小型電動無人機有美國的“渡鴉”和以色列的“云雀”等。小型電動無人機大多機翼載荷較小，采用手拋起飛或彈射起飛，降落一般采用傘降回收或攔阻網(wǎng)回收。傘降回收是一種常用回收方式，無人機頂部或腹部有預(yù)留的傘艙，當(dāng)進入開傘點時，飛機將按照預(yù)定程序或在遙控指令作用下開傘，傘開后無法再進行姿態(tài)控制，隨風(fēng)降落在指定區(qū)域。攔阻網(wǎng)回收是在降落區(qū)域設(shè)置攔阻網(wǎng)，讓無人機沿下滑線落入攔阻網(wǎng)中。

傳統(tǒng)的回收方式無人機在著陸前都具有較大的相對速度，需要使用降落傘和攔阻網(wǎng)來減少無人機X和Z方向的速度。但是傘降需要在無人機內(nèi)部布置降落傘，增加了開傘機構(gòu)，且開傘高度較高，著陸點受外界影響較大，定點著陸比較困難。攔阻網(wǎng)回收方式需要在地面回收區(qū)域搭建攔阻網(wǎng)，對飛控及傳感器的精度要求較高。深失速回收方式則可以讓無人機在近地位置快速進入深度失速狀態(tài)，減少無人機X方向前行速度，不但無需跑道，回收簡易，對下滑的軌跡亦無嚴格要求，而且不需要增加復(fù)雜回收設(shè)備，易于實現(xiàn)快速回收。

由于無人機采用深失速回收時觸地速度較大，目前只適用于自重較輕，能承受較大機翼過載的小型無人機。在以美軍RQ-11“渡鴉”電動無人機為對象進行仿真分析，確定了深失速著陸的關(guān)鍵參數(shù)。經(jīng)飛行試驗證明，合理選擇小型電動無人機失速高度和方向舵角度，深失速回收方案是可行的。

通過與傳統(tǒng)的固定翼無人機回收方式進行相比，經(jīng)過特殊減震設(shè)計的小型無人機可采用深失速降落方式進行回收，能降低無人機對降落場地的要求，無需撞網(wǎng)回收需末端精確引導(dǎo)輔助降落設(shè)備，同時也降低了對飛控及傳感器精度要求，是更加適合小型無人機在復(fù)雜環(huán)境使用的降落方式，具備一定的工程應(yīng)用前景。

2 深失速回收階段飛控邏輯設(shè)計

常見的無人機的輪式自主著陸過程一般分為降高段、平飛段和觸地滑跑階段。深失速回收過程為降高段、平飛段、失速著陸段。正常飛行結(jié)束后，無人機降低到一定飛行高度后保持高度平飛，靠導(dǎo)航系統(tǒng)引導(dǎo)或遙控控制到達著陸點后，關(guān)閉動力系統(tǒng)，迅速增大無人機俯仰角，讓無人機進入深度失速狀態(tài)，無人機前向速度將迅速減小到零，隨后在重力作用下飛機姿態(tài)改平，進入失速下滑直到著陸。深失速回收過程如圖1所示。

根據(jù)深失速著陸回收段剖面分析，確定無人機在執(zhí)行完任務(wù)后，進入著陸回收階段時，應(yīng)經(jīng)歷四段飛行著陸邏輯。

首先，在無人機執(zhí)行完任務(wù)后，機載飛控可按照預(yù)設(shè)航線航點自主進入返航段。在返航階段應(yīng)保持無人機高度不變，根據(jù)采集的GPS數(shù)據(jù)提前調(diào)整無人機航向?qū)实筋A(yù)著陸點航向，以便在著陸后三個階段減少飛控調(diào)整PID數(shù)量。

圖1 深失速回收過程

機載飛控應(yīng)具備按照起飛前設(shè)定的返航點進入著陸階段的能力，這就需要無人機在飛行前應(yīng)規(guī)劃好返航點的屬性特征值，飛控在判斷航點數(shù)據(jù)特征值后將觸發(fā)返航機制。在返航階段無人機的飛控自主調(diào)整PID參數(shù)以及相應(yīng)配平無人機各舵面，控制油門和無人機姿態(tài)，使無人機能根據(jù)采集的GPS數(shù)據(jù)按照預(yù)定的航跡和高度飛行。無人機在進入返航點時，飛控應(yīng)先調(diào)縱向參數(shù)，使得飛機在過彎不掉高，保證飛行安全。縱向控制分為內(nèi)回路姿態(tài)控制和外回路高度控制。姿態(tài)控制主要參數(shù)是俯仰角增益和俯仰角阻尼系數(shù)。外回路則是高度差的比例，積分，微分三個參數(shù)。轉(zhuǎn)彎過程中還有一個就是滾轉(zhuǎn)角到升降舵的一個補償，這個是為了消除橫側(cè)向和縱向耦合。

返航階段縱向遇到的最大問題就是過彎的時候高度保持不住?？v向的調(diào)試主要是幾個參數(shù)的合理選取，油門在這個過程中進行配合。內(nèi)回路調(diào)節(jié)主要看俯仰角跟蹤給定俯仰角的快慢與超調(diào)?？梢赃x擇爬升或者下滑來調(diào)試內(nèi)回路參數(shù)。當(dāng)俯仰角與給定角度相差太大，可以考慮增大俯仰角增益系數(shù)，反之減少；俯仰角若果出現(xiàn)震蕩，增大俯仰阻尼。高度PID參數(shù)調(diào)節(jié)可以看平飛段跟蹤高度情況來調(diào)節(jié)；高度比例系數(shù)太大高度跟蹤明顯，但是容易導(dǎo)致沉浮運動。當(dāng)升降速度太大的時候，應(yīng)適當(dāng)增加微分系數(shù)，提高高度通道阻尼。

而在返航階段橫側(cè)向主要是飛機在轉(zhuǎn)彎的過程難以按照預(yù)定軌跡飛行，應(yīng)根據(jù)無人機的轉(zhuǎn)彎半徑，在橫滾角限定的范圍內(nèi)，飛控自主優(yōu)化PID參數(shù)，配合縱向控制保持無人機返航階段航向?qū)暑A(yù)著陸點航向。在降高階段，飛控應(yīng)通過控制各舵面保持無人機的航向，解算降高段的前向距離，調(diào)整無人機的俯仰角按照設(shè)定的下滑速率實現(xiàn)降高。此時，油門應(yīng)保持在失速油門曲線上方，維持降高段無人機的速度不會大幅提高。在平飛段，無人機在保持航向數(shù)據(jù)的同時，飛控逐漸小幅降低油門，調(diào)整無人機始終保持在失速油門曲線附近，同時維持無人機高度在相對高度5m左右。

進入到最后失速著陸階段，飛控應(yīng)判斷前向距離及控制側(cè)偏的正負值，理論上在到達預(yù)設(shè)著陸點時，應(yīng)調(diào)整油門為零位，并給定大俯仰角使無人機進入失速階段。

3 可使用深失速著陸方式的飛機特征

使用深失速著陸的飛機必須具備以下幾個條件：

（1）機翼結(jié)構(gòu)必須能承受失速拉起瞬間的過載，在工程樣機材質(zhì)上應(yīng)采用高強度的復(fù)合材料，具備輕量化，結(jié)構(gòu)強度硬等特點。（2）機腹將作為著陸第一受力點，需要進行減震設(shè)計，一般可設(shè)計為高強度泡沫包裹芳綸纖維材料作為減震墊，具備緩沖及卸載沖擊過載對無人機的損傷。（3）機載設(shè)備的安裝需要特殊減震設(shè)計。

滿足以上三個要求的小型電動無人機才能進行深失速著陸方式的嘗試。本文選用的是美軍RQ-11“渡鴉”（RQ-11＂Raven＂）電動無人機1：1模型，RQ-11是一種手持發(fā)射的輕型偵查用無人飛行器（UAV），由航空環(huán)境公司（AeroVironment Inc.）為美國軍方研發(fā)，于2002年時開始實際軍事部署，主要用于戰(zhàn)場上的低空偵察、監(jiān)視與目標識別等用途?；緟?shù)為：機長0.9米，翼展1.4米，總重2kg，后置式電動機，可受力自分解機翼部件，全動平尾，全機使用芳綸纖維材料及高強度泡沫。

4 深失速著陸方式回收參數(shù)的選擇

4.1 失速著陸方向舵角度的選擇

在本回收方案中，拉平末端忽略橫側(cè)向的影響，僅考慮靜風(fēng)狀態(tài)的基礎(chǔ)模型。飛機的升力系數(shù)在小迎角范圍內(nèi)與迎角 ɑ呈線性關(guān)系。在超出失速迎角后，迎角會自動增大，前進速度急劇減小，下沉速度急劇增大，阻力系數(shù)隨著迎角的增大也會迅速增大。深失速階段的迎角主要受升降舵控制，升降舵偏角的大小，直接影響到無人機模型失速過程的快慢和無人機落地姿態(tài)。升降舵初始值過小，將無法進入深度失速狀態(tài)，過大則使無人機尾部觸地。由Matlab仿真結(jié)果可看出，升降舵初始偏角35°時無人機俯仰角最大值可達到45°，且無人機在俯仰角到45°時低頭飄落響應(yīng)最快，綜合考慮確定升降舵初始偏角為35°，我們所使用的是RQ-11“渡鴉”電動無人機模型，所以只需要在深失速初期控制該機全動平尾拉起35°，就可以實現(xiàn)既能進入深失速，又能以最快速度從深失速狀態(tài)改出進行平飄。

4.2 失速著陸高度的選擇

高度的選擇需要考慮兩個方面：飛機從失速姿態(tài)改出為平飛所用時間T1和飛機改平后在重力和機翼升力作用下落地時間T2。由于實際應(yīng)用時飛機應(yīng)為逆風(fēng)著陸，T1和T2均會有不同程度增加，所以在計算時不用再增加高度方向的裕度。在Matlab仿真數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上多次試驗調(diào)整得到模型最佳深失速啟動高度5米。

5 試驗過程與結(jié)論

控制無人機進入著陸平飛階段，飛行高度5米，到達著陸點后，發(fā)出遙控停車指令，然后向無人機發(fā)出全動平尾拉起35°指令，此時無人機迎角快速增加，高度也隨之增大，前向速度迅速減小為零，高度增加到一定值時飛機改平，靠重力著陸，觸地后無人機可自分解部件全部散開。

從試驗過程可以看出：無人機失速飄落的高度為5m，失速開始時高度會有所增加，因此深失速啟動高度選擇比較重要，過低拉平時間不夠，容易出現(xiàn)異常姿態(tài)觸地，造成機體受損。而啟動高度過高導(dǎo)致飄落高度較大，無人機觸地速度增加，如出現(xiàn)干擾容易造異常姿態(tài)觸地，會造成無人機摔壞。本文所使用的模型在5米高度啟動遙控深失速，成功完成了飛機改平動作，落地速度在機體強度承受范圍內(nèi)。如果使用導(dǎo)航模塊自主進行深失速著陸，因為導(dǎo)航精度誤差的原因，為防止飛機在深失速動作完成前著陸，造成機體損傷，著陸高度還應(yīng)該適當(dāng)提高。就小型無人機合理的失速高度考慮導(dǎo)航及傳感器精度，應(yīng)為10～15米左右。

6 結(jié)語

本文針對小型無人機，討論了深失速回收方案應(yīng)用于小型無人機的可行性。通過試驗結(jié)果可以看出，深失速回收可以迅速減小無人機前向速度，實現(xiàn)了無人機得平穩(wěn)飄落著陸。因此對于小型無人機來說深失速回收方案簡單易行，具備一定的工程應(yīng)用前景。

［1］王永壽.日本對無人機起飛著陸技術(shù)的研究［J］.飛航導(dǎo)彈，2005 （3）：45-49.

［2］徐永旺.無人機自動駕駛儀設(shè)計及控制方法研究［D］.黑龍江：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010.

［3］隋丹.飛機自動著陸系統(tǒng)設(shè)計與仿真［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2003.

陳李萍（1982—），男，本科，現(xiàn)為航天神舟飛行器有限公司飛行試驗部部長，飛行控制工程師，研究方向：無人機。