王 鑫，陳 欣，李繼廣

飛翼無人機自主著艦控制技術(shù)的綜述

王 鑫，陳 欣，李繼廣

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京211106)

艦載機的著艦過程被認為是艦載機事故率最高的階段，因此，如何引導(dǎo)與控制艦載機特別是無人機艦載機實現(xiàn)精確著艦，一直是國內(nèi)外研究人員的研究熱點。對無人艦載機所采用的氣動布局和研制無人艦載機的迫切性、必要性進行了描述，對國內(nèi)外飛翼布局無人機的現(xiàn)狀進行了研究, 對自主著陸和著艦技術(shù)進行了比對分析, 并且指出了自主航母著艦控制技術(shù)的特殊性。針對無人艦載機在自主著艦過程中遇到的復(fù)雜風擾動、甲板運動和航母條件限制,分析了艦載機著艦過程中的控制與導(dǎo)引技術(shù)難點，對自主著艦控制的關(guān)鍵技術(shù)和解決方法的發(fā)展過程和現(xiàn)狀進行了闡述和總結(jié), 并就自主著艦技術(shù)的發(fā)展進行了展望。

飛翼無人機；自主著艦；甲板運動預(yù)測；軌跡生成技術(shù)；抗干擾技術(shù)

0 引言

美國和歐盟等發(fā)達國家一直致力于具備攻擊和隱形優(yōu)勢的飛翼式無人機的技術(shù)研究，無人機的飛翼布局適合航母上對空間要求小的特點，有效載荷大與滯空時間長，得益于翼身融合飛機布局氣動效率，無垂尾阻力小，所以艦載無人機多以此布局。目前，諾斯羅普·格魯門公司研制的X-47B型無人機戰(zhàn)斗機完成了岸基攔阻降落試驗、艦上彈射起飛、“觸艦復(fù)飛”試驗以及海上攔阻著艦試驗,這標志著美國海軍艦載無人攻擊機演示驗證項目(UCAS-D)計劃的成功。X-47B 作為美國海軍重點發(fā)展的未來航空兵力和“空海一體戰(zhàn)”的重要支撐平臺， 憑借其超遠的航程、強大的自持力和高度的隱身性,將大大推動航母艦載航空兵的歷史性變革, 甚至會徹底顛覆未來?？兆鲬?zhàn)模式。

1 飛翼無人機的發(fā)展現(xiàn)狀

美國的X-45A是由美國國防高級研究計劃局及空軍聯(lián)合與波音公司簽訂的合同, 作為Joint Unmanned Combat Air systems (J-UCAS)項目的一部分， 波音公司的“鬼怪”團隊共生產(chǎn)了兩架X-45A型無人戰(zhàn)斗機，并在2002年5月完成首次飛行。

格魯門公司的X-47B方案進行海軍無人機作戰(zhàn)航空系統(tǒng)驗證機(UCAS-D)計劃的競爭, 海軍最終選擇了X-47B方案。2011年5月，美國海軍N-UCAS項目進入第二階段，波音公司正是利用“鬼怪鰩”的方案積極參與競標[1]。

諾斯羅普·格魯門公司展示自籌資金的X-47A項目，2002年7月進行了首次滑行試驗，該項目被合并入國防部的J-UCAS項目計劃。2004年8月美國國防技術(shù)研究局授權(quán)三架無人機戰(zhàn)斗機演示和操作評估。2005年6月X-47B項目成立。在2007年8月X-47B從海軍無人機作戰(zhàn)航空系統(tǒng)驗證機(UCAS-D)計劃的競爭中勝出。 X-47B共進行了4次試驗，其中2次是成功的[2]。

歐洲在無人戰(zhàn)斗機的發(fā)展上試圖跟上美國， 但是由于經(jīng)濟實力的限制，采用多國合作共擔風險的合作模式。 神經(jīng)元無人機戰(zhàn)斗機(Neuron UCAV)是法國武器裝備總署發(fā)起的4.05億歐元預(yù)期2年的研制計劃， 由歐洲六國共同組成研發(fā)團隊。德國一方面以國防開支緊縮為由沒有參加Neuron UCAV無人戰(zhàn)斗機， 另一方面自己啟動研制“梭魚”無人機， 直接和Neuron UCAV競爭， 并試圖把薩博和阿萊尼亞拉入自己的陣營， 薩博通過SHARC和FILUR無人技術(shù)驗證機掌握了一些關(guān)鍵技術(shù)。由于德國不肯出資， 瑞典無力負擔下一代戰(zhàn)斗機的研制才加入合作， 法國正深陷二戰(zhàn)以來最為深重的經(jīng)濟危機， 意大利則幾乎被開除發(fā)達國家的行列， 因此Neuron UCAV的前景并不樂觀， 對達索未來的影響值得關(guān)注[3]。

雷神無人戰(zhàn)斗機(Taranis UCAV)是2006年9月英國國防部和BAE系統(tǒng)公司簽署的1.4億英鎊、為期4年的研制合同。

以英國BAE和法國的達索公司為首研發(fā)團隊進行合作，對雷神和神經(jīng)元無人機戰(zhàn)斗機的開發(fā)進行共享，并已經(jīng)啟動未來作戰(zhàn)無人機項目第一階段的論證驗證，預(yù)計在2016年結(jié)束后進行項目發(fā)展決策[4]。

我國在飛翼布局的無人機戰(zhàn)斗機的實際工程控制技術(shù)研究方面， 由中航工業(yè)設(shè)計和制造了國內(nèi)第一架飛翼布局的隱身無人攻擊機“利劍”， 已經(jīng)在2013年11月12日在西南某飛行路基基地完成了首飛，飛行時間20分鐘[5]。

2 自主著艦控制技術(shù)難點

目前在陸基著陸方面, 無人機的自主著陸方式主要有輪式起降和彈射起飛、傘降回收兩種方式。相對輪式起降，彈射起飛、傘降回收對場地沒有太高的要求。在輪式著陸方面,以色列的蒼鷺無人機采用輪式著陸的方式，相比于無人機在陸基的自主著陸,航母自主著艦有著其自身的特殊之處：

(1)著艦平臺不同。航母的甲板與海平面有高度差, 甲板是運動的，并且在艦載機著落接近甲板的時候，氣流環(huán)境相對比較復(fù)雜。

(2)著艦的精度要求比在陸地上高。艦載滑軌跡和陸地著陸都是3.5°，在接近著陸點200～300 m左右的時候，飛機逐漸被拉平，著陸時的下沉率為0。艦載機著陸，下降的過程中始終要保持3.5°，艦載著陸的這個區(qū)域四道攔阻索，在著艦區(qū)域的四道攔阻索之中，最安全的著艦是第二道攔阻和第三道攔阻索之間的區(qū)域，其著艦區(qū)域的范圍大概是42 m左右，也就是±20 m這個誤差，比陸地的著艦±100 m的精度標準要嚴苛得多。

(3)著艦過程中低速狀態(tài)下的可操縱性弱；飛機的下滑速度要比在陸地上下滑的速度低50～80 km/h，盡管艦載機的機翼面積比較大、翼載荷比較小、相對安全的迎角和速度范圍更寬，但在整個下降過程中，依然處于一種亞安全狀態(tài)，一旦飛機出現(xiàn)偏差，可供修正的操縱權(quán)限非常小。

F/A-18艦載機完整的自主著艦過程為：(1)在接到著艦許可之前，著艦機在距航空母艦27.8 km處按照設(shè)定的馬歇爾航線飛行等待；(2)接到著艦指示后， 艦載機從進場點開始一邊降低飛行高度，一邊左盤旋飛行， 在距航母艦尾15 km處時，高度降到 360 m；(3)保持飛行高度到距艦尾9.25 km時，放下尾鉤， 并進入著艦航線，飛過航空母艦上空后，左轉(zhuǎn)180°，降低飛行高度速度；(4)在距艦尾5.6 km時進入自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)(ACLS)下滑引導(dǎo)段，如圖1所示。如果需要復(fù)飛， 著艦機需先上升到360 m高度后，再次進入著艦航線[6]。

圖1 自主著艦飛行過程

3 自主著艦控制技術(shù)現(xiàn)狀

3.1 軌跡生成技術(shù)

由于在整個著艦過程中飛機受到復(fù)雜氣流、甲板運動、起落架和攔阻索的實際條件的限制，需要對進場速度、下沉速度、攔阻速度等各個約束條件和影響情況進行性能分析，找出最佳著艦的軌跡，用于艦載機著艦軌跡的生成。

艦載機進場速度大小直接影響到飛機安全性，航母攔阻索對飛機的速度有限制，需要通過對不同攔阻索的試驗，得到載荷與距離的測試數(shù)據(jù)，用于艦載機動力學(xué)建模以及仿真的研究。艦載機的下沉速度是飛行控制目標值、起落架載荷和飛機重量的綜合性設(shè)計輸入，在艦載機下沉速度上，美國根據(jù)海軍的使用情況，給出了艦載機下沉速度的設(shè)計標準和經(jīng)驗計算公式。參考美軍標準，沈陽飛行控制研究所研究了艦載機的下沉速度，并且根據(jù)美軍標公式和國外型號艦載機的著艦速度性能數(shù)據(jù)進行了數(shù)據(jù)計算和著艦影響分析[7]。北京航空航天大學(xué)通過實際著艦試驗得出不同狀態(tài)下多型艦載機的下沉速度、進場速度等參數(shù)的實測數(shù)據(jù)，并且根據(jù)艦載機的進場速度約束分析，提出了參數(shù)適配性的概念，分析了艦載著陸的最大迎角、著艦下滑角和攔阻距離三種因素，得到質(zhì)量與速度的適配性曲線，研究結(jié)果表明通過增大預(yù)設(shè)攔阻力和提高飛機的低速氣動特性可有效地增加飛機的最大著艦質(zhì)量，擴展適配包線的范圍，從而提高飛機著艦的安全性，但是下滑角大小的改變對著艦最大質(zhì)量的影響不大[8]。

在軌跡在線生成方面，按照實現(xiàn)軌跡最優(yōu)控制的方式，可以分為間接和直接兩種方法。在間接法上，非線性模型預(yù)測的方法能夠解決軌跡高精度跟蹤[9]，但是間接法依賴于假設(shè)條件，需要對復(fù)雜環(huán)境、干擾和噪聲影響進行假設(shè)。直接法的主要思想是通過對控制向量和狀態(tài)子集進行離散化和參數(shù)化處理，從而實現(xiàn)控制問題的簡化，主要包括：直接打靶法、直接多重打靶法、動態(tài)逆法、配點法、微分包含法和偽普法。直接法雖然只能夠生成接近最優(yōu)控制的軌跡，但是該方法便于工程實現(xiàn)，比如移動目標優(yōu)化動態(tài)軌跡生成和跟蹤問題。

3.2 制導(dǎo)與控制技術(shù)

飛翼布局的無人機由于無垂尾、展弦比小，具有橫側(cè)向靜不穩(wěn)定和縱橫向耦合等特點，目前有兩種方式來改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性，第一種方法是改變飛機整體氣動外形，改變后掠角和展弦比來增穩(wěn)；第二種方法是增加系統(tǒng)的增穩(wěn)手段。在飛翼布局橫側(cè)向的增穩(wěn)方面，采用了三種不同的方法：(1)通過開裂式副翼生產(chǎn)不對稱阻力提供偏航力矩；(2)通過襟翼的上下差動偏轉(zhuǎn)提供偏航力矩；(3)擾流片偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航力矩，最后分別通過風洞實驗結(jié)果，分析偏轉(zhuǎn)對氣動和穩(wěn)定的影響，并驗證了氣動布局構(gòu)型的可行性[10]。

飛翼無人機飛控律的設(shè)計上，波音公司的鬼怪團隊對X-45飛翼無人機控制系統(tǒng)的具體設(shè)計是，內(nèi)回路采用基于積分的魯棒伺服LQR線性控制算法，增強系統(tǒng)的抗擾動能力。外回路控制主要基于增益調(diào)度的PID控制算法，橫側(cè)方向航跡控制器的設(shè)計具有抗側(cè)風能力，控制變量是側(cè)向加速度，利用航線側(cè)向距離、航向角偏差和偏航角等變量得到側(cè)向加速度與航點實際加速度對比對無人機操縱面進行控制?？v向方向高度控制器的設(shè)計、控制器的結(jié)構(gòu)分為兩種，分別對應(yīng)于飛行階段的起飛、著陸和空中飛行，在空中航線飛行階段，選用高度、高度微分和迎角等變量，經(jīng)過PID計算得到給定俯仰角速率，計算得到對無人機舵面給定值進行控制。在著陸階段時，選擇高度和高度微分作為縱向回路的控制變量，迎角和加速度不再作為控制變量。鬼怪團隊對X-36型無尾驗證戰(zhàn)斗機和本身的系統(tǒng)組成架構(gòu)以及其飛行試驗的情況進行了描述[11]，該型驗證機采用飛翼布局、鴨翼方式和先進的矢量推進噴口控制技術(shù)增加了飛機的機動性，導(dǎo)致飛機的縱向和橫側(cè)向都不穩(wěn)定。針對X-36型無人機的這種特性，采用動態(tài)逆控制的算法，這種算法給出了固定增益調(diào)度的模式，改善了非線性度和飛行參數(shù)的動態(tài)品質(zhì)。同時為提高系統(tǒng)的安全性，引入了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)的控制算法對目標進行修正，主要是對模型的不確定性和舵機不可預(yù)測性故障的修正，動態(tài)逆的控制方法依賴于氣動數(shù)據(jù)的準確性，控制器的魯棒性較差[12]。

在復(fù)雜環(huán)境的干擾方面，自抗擾控制器不依賴于模型的準確度，能更好地實現(xiàn)抗干擾，但是未考慮實際工程上的傳感器測量精度以及執(zhí)行機構(gòu)等延時影響，控制器魯棒性有限[13]。在抗風擾動方面，為解決飛翼布局在側(cè)風和有限下沉風干擾時的軌跡和姿態(tài)跟蹤問題，飛行控制器的設(shè)計必須具有較強的魯棒性。目前有三種著艦方式：(1)側(cè)航法；(2)側(cè)滑法；(3)直接側(cè)力法。在飛翼布局的無人機上，采用直接側(cè)力控制方法[14]，機頭鴨翼提供平衡側(cè)滑所需要的側(cè)力，同時利用開裂式副翼產(chǎn)生平衡偏航力矩，能夠?qū)崿F(xiàn)平穩(wěn)著艦。而對側(cè)航和側(cè)滑兩種著陸方式進行了比較，由于飛翼布局無人機上橫側(cè)向的不穩(wěn)定性，當飛機出現(xiàn)側(cè)滑時更容易產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)角,

為增加橫側(cè)向的阻尼，采用卡爾曼濾波算法對側(cè)滑角進行估計，并將側(cè)滑角作為主控信號，分別采用H∞魯棒控制器和自適應(yīng)控制的方法，有效地解決了飛翼布局無人機在大迎角下機動控制問題，為解決復(fù)雜環(huán)境下飛翼無人機的自主著艦提供了思路[15]。

4 展望

隨著具有攻擊和隱形優(yōu)勢的需求發(fā)展，具有艦載起降功能的飛翼式布局的無人機將成為未來發(fā)展的趨勢。在飛翼布局無人機攻擊機的自主艦載著艦控制關(guān)鍵技術(shù)中，在艦載機的測量方面, 采用基于引導(dǎo)雷達、偽距差分定位和紅外探測融合的測量方法，將成為艦載機相對位置和姿態(tài)測量的重要手段；在制導(dǎo)與控制方面，在著艦低壓情況和艦尾復(fù)雜氣流下，通過發(fā)動機動力自動補償技術(shù)，保持能量，平穩(wěn)著艦；采用基于魯棒伺服控制的進行型自適應(yīng)控制算法，能夠有效抑制航母艦尾流，實現(xiàn)艦載機著艦過程中空速和下滑軌跡的制導(dǎo)與控制。

[1] EARL C, MICHEL J. The DARPA/Air force unmanned combat air vehicle (UCAV) program [C].AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition: The Next 100 years. Dayton, Ohio: AIAA Press, 2003:1-8.

[2] JOHN R. Configuration design development of the navy UCAS-D X-47B [C].AIAA Centennial of Naval Aviation Forum “100 Years of Achievement and Progress”. Virginia, VA: AIAA Press, 2011:1-5.

[3] ROBERT H. Five Saab Aerospace UAV projects under way [J].Aerospace Daily & Defense Report,2004(211):8.

[4] HOYLE, C. Taranis advances to stealth testing as first flight slips [J].Flight International, 2012(181):15.

[5] 李瑞軍，弓升.未來無人戰(zhàn)斗機動力發(fā)展方向分析 [J].航空科學(xué)技術(shù).2015, 26(8):1-5.

[6] Xia Guihua, Dong Ran, Xu Jiangtao, et al. Linearized model of carrier-based aircraft dynamics in final-approach air condition[J].Journal of Aircraft ,2016(53):33-47

[7] 王錢生. 艦載機總體設(shè)計主要關(guān)鍵技術(shù)概述[J]. 飛機設(shè)計,2005,19(2): 6-10.

[8] 許東松，王立新，賈重任.艦載飛機著艦過程的參數(shù)適配特性[J].航空學(xué)報,2012,33(2):199-207.

[9] BARRON R L, CHICK C M. Improved indirect method for air-vehicle trajectory optimization [J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2006, 29(3):643-652.

[10] 王磊，王立新，賈重任.飛翼布局飛機開裂式方向舵的作用特性和使用特點[J]. 航空學(xué)報,2011, 32(8): 1392-1399.

[11] DWIGHT L B. Determination of X-36 Stability margins using real-time frequency response techniques [C].23rd Atmospheric Flight Mechanics Conference. Boston, MA: AIAA Press, 1998:105-115.

[12] JOSEPH S B, KEVIN A W. Flight testing of reconfigurable control law on the X-36 tailless aircraft[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2001, 24(5):903-909.

[13] Sun Dong. Comments on active disturbance rejection control[J]. IEEE Transactions on Industrial Electronics, 2007, 54(6):3428-3429.

[14] 嵇鼎毅. 飛翼布局無人機抗側(cè)風自動著陸控制技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2007.

[15] Yang Yi, Chen Xin, Li Chuntao. Transient performance improvement in model reference adaptive control using H∞optimal method[J].Journal of the Franklin Institue,2015(352):16-32.

Summary on control technology of automatic carrier landing for flying-wing unmanned aerial vehicle

Wang Xin,Chen Xin,Li Jiguang

(College of Automation Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 211106, China)

Due to the highest accident rate of the carrier landing aircraft during landing phase, the topic how to guide and control the unmanned aircraft carrier aircraft to achieve precision landing has been a hot spot at home and abroad. In this paper, the reason to adopt the aerodynamic layout, the urgency to develop the unmanned carrier-landing aircraft are described and research statuses of flying wing UAV are studied. After comparing and analyzing landing on land and ship, the particularity of the control technology is pointed. Technical difficulties in control and guidance are also discussed during the landing process under the wind turbulences, deck motion and aircraft carrier landing limit conditions. The development process and current situation of the key technologies and solutions for the autonomous landing control are described and summarized. In addition, prospects in future automatic landing on aircraft carrier research are proposed.

flying-wing UAV; carrier landing; deck motion predict; trajectory generation; disturbance rejection

TP273

A

10.19358/j.issn.1674- 7720.2017.04.003

王鑫，陳欣，李繼廣.飛翼無人機自主著艦控制技術(shù)的綜述[J].微型機與應(yīng)用，2017,36(4)：7-9，13.

2016-09-19)

王鑫(1982-)，通信作者，男，博士研究生，主要研究方向：無人機控制、自適應(yīng)控制、滑?？刂啤-mail:wangxin2001@nuaa.edu.cn。

陳欣(1958-)，男，博士，教授，主要研究方向：飛行控制系統(tǒng)、自適應(yīng)控制。

李繼廣(1992-)，男，博士研究生，主要研究方向：飛行控制系統(tǒng)、機動控制。