中國(guó)航空工業(yè)貴飛公司研制的某型無(wú)人機(jī)系統(tǒng)是應(yīng)急作戰(zhàn)急需裝備，是對(duì)敵固定軍事目標(biāo)和運(yùn)動(dòng)目標(biāo)實(shí)施全天候、全天時(shí)的戰(zhàn)役戰(zhàn)術(shù)級(jí)偵察、監(jiān)視和打擊毀傷效果評(píng)估，是偵察衛(wèi)星和有人偵察機(jī)的重要補(bǔ)充與增強(qiáng)手段，可以對(duì)重要軍事目標(biāo)和敏感地區(qū)進(jìn)行連續(xù)偵察監(jiān)視，增加對(duì)動(dòng)態(tài)目標(biāo)的跟蹤監(jiān)視能力。

但是，該無(wú)人機(jī)系統(tǒng)起飛前地面準(zhǔn)備時(shí)間較長(zhǎng)，而且必須在起降跑道上進(jìn)行，直接影響其他飛機(jī)的正常起降和應(yīng)急情況的處置。因此，為縮短無(wú)人機(jī)起飛前對(duì)跑道的占用時(shí)間，提高跑道的利用率和增加對(duì)突發(fā)事件的處理能力，對(duì)該型無(wú)人機(jī)系統(tǒng)增加自動(dòng)駛?cè)牍δ?，使無(wú)人機(jī)具備從停機(jī)坪自動(dòng)滑行到起飛點(diǎn)起飛的能力。

無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)胧秋w行控制與管理系統(tǒng)通過(guò)慣性導(dǎo)航子系統(tǒng)獲得無(wú)人機(jī)位置和航向信息，使用前輪和剎車(chē)控制無(wú)人機(jī)的速度、航向和側(cè)偏，使其沿預(yù)先裝訂的駛?cè)牒骄€滑行到起飛點(diǎn)的過(guò)程。自動(dòng)駛?cè)牍δ苄枰敿?xì)設(shè)計(jì)控制算法和邏輯，由飛控系統(tǒng)獲取地速、航向和側(cè)偏等無(wú)人機(jī)飛行參數(shù)，進(jìn)行控制率解算，得出左、右剎車(chē)指令和前輪轉(zhuǎn)向指令，從而控制左、右剎車(chē)和前輪使無(wú)人機(jī)按預(yù)定航線進(jìn)入到起飛點(diǎn)。

1 理論設(shè)計(jì)

自動(dòng)駛?cè)牍δ苤饕ㄟ^(guò)在原起飛階段前增加駛?cè)腚A段。該階段最多可包含10個(gè)航點(diǎn)，可適應(yīng)絕大多數(shù)軍用機(jī)場(chǎng)從停機(jī)坪至起飛點(diǎn)的路線設(shè)計(jì)需要。無(wú)人機(jī)在跑道外按正常起飛準(zhǔn)備程序完成地面準(zhǔn)備后（需加載駛?cè)牒骄€），飛行總指揮視情況下達(dá)“駛?cè)搿泵睿w控操作員手動(dòng)發(fā)出“駛?cè)搿敝噶?，飛控系統(tǒng)響應(yīng)這一指令后進(jìn)入自動(dòng)駛?cè)脒壿嫞囱b訂的駛?cè)牒骄€滑行至起飛點(diǎn)（駛?cè)牒骄€的最后一個(gè)點(diǎn)）后自動(dòng)駛?cè)虢Y(jié)束。

自動(dòng)駛?cè)敕譃橐韵聨讉€(gè)過(guò)程：首先，保證發(fā)動(dòng)機(jī)供電不間斷，需要優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)控制和匹配設(shè)計(jì)；其次，通過(guò)滑跑糾偏控制飛機(jī)姿態(tài)，滿足起飛條件，駛?cè)腚A段的行駛路線采用前輪轉(zhuǎn)向、差動(dòng)剎車(chē)及方向舵綜合控制方式實(shí)現(xiàn)；第三，通過(guò)自動(dòng)駛?cè)肟刂坡?、自?dòng)駛?cè)雽?dǎo)引律等控制邏輯，控制無(wú)人機(jī)滿足自動(dòng)駛?cè)朐O(shè)計(jì)要求。

1.1 控制邏輯設(shè)計(jì)

控制邏輯設(shè)計(jì)時(shí)的要求如下：縱向：縱向駕駛儀模式不接通，通過(guò)剎車(chē)和油門(mén)控制無(wú)人機(jī)的地速；橫航向：滑跑糾偏控制律設(shè)計(jì)；發(fā)動(dòng)機(jī)：通過(guò)地面綜合檢測(cè)車(chē)裝訂駛?cè)胗烷T(mén)值；駛?cè)脒^(guò)程中，可通過(guò)“向左遙調(diào)”“向右遙調(diào)”調(diào)整側(cè)偏，遙調(diào)一次對(duì)應(yīng)2m；可通過(guò)“油門(mén)上調(diào)”“油門(mén)下調(diào)”調(diào)節(jié)油門(mén)，遙調(diào)1次對(duì)應(yīng)1%；可通過(guò)“滑行暫停”暫?；?，并通過(guò)“滑行繼續(xù)”恢復(fù)滑行。

1.2 駛?cè)胫茖?dǎo)律設(shè)計(jì)

（1） 飛行階段設(shè)計(jì)

飛行階段中增加駛?cè)腚A段定義。

（2）航線設(shè)計(jì)

自動(dòng)駛?cè)牒骄€中的航路點(diǎn)數(shù)據(jù)包括：航路點(diǎn)經(jīng)度、緯度、高度、時(shí)間以及飛行特征。這些數(shù)據(jù)的定義和格式與系統(tǒng)原航點(diǎn)一致。自動(dòng)駛?cè)牒骄€長(zhǎng)度為3～10個(gè)航點(diǎn)；航線通過(guò)測(cè)控?cái)?shù)據(jù)鏈和綜合檢測(cè)車(chē)兩種途徑裝訂。

1.3 自動(dòng)駛?cè)牍δ芸刂七壿嬙O(shè)計(jì)

（1） 自動(dòng)駛?cè)氲倪M(jìn)入條件

自動(dòng)駛?cè)氲倪M(jìn)入條件為：第一，收到“駛?cè)搿钡倪b控指令；第二，導(dǎo)航系統(tǒng)工作在INS/DGPS組合方式；第三，駛?cè)牒骄€長(zhǎng)度不小于3且不大于10個(gè)航點(diǎn)；第四，無(wú)人機(jī)當(dāng)前航向與駛?cè)牒骄€第一航段的航向差絕對(duì)值小于5o，當(dāng)前位置相對(duì)于駛?cè)牒骄€第一航段的側(cè)偏絕對(duì)值小于5m。

在上述條件均滿足的情況下，系統(tǒng)進(jìn)入自動(dòng)駛?cè)氤绦颉?/p>

（2） 自動(dòng)駛?cè)氲目刂七壿?/p>

進(jìn)入自動(dòng)駛?cè)牒蟮某跏歼壿嫞喊l(fā)動(dòng)機(jī)：駛?cè)胗烷T(mén)（保證發(fā)電機(jī)工作，無(wú)人機(jī)速度不大于36km/h）；航行燈打開(kāi)；進(jìn)入駛?cè)攵?s內(nèi)橫航向駕駛儀不接通，前輪和剎車(chē)指令為0。自動(dòng)駛?cè)胫械目刂七壿嫞嚎v向：通過(guò)剎車(chē)控制無(wú)人機(jī)的地速；橫航向：通過(guò)前輪和剎車(chē)控制無(wú)人機(jī)沿駛?cè)牒骄€運(yùn)動(dòng)。

（3） 自動(dòng)駛?cè)脒^(guò)程中響應(yīng)的遙控指令

在自動(dòng)駛?cè)脒^(guò)程，系統(tǒng)響應(yīng)如下的遙控指令：航行燈開(kāi)/關(guān)；向左遙調(diào)、向右遙調(diào)、取消遙調(diào)；油門(mén)上調(diào)、油門(mén)下調(diào)、取消油門(mén)遙調(diào)；終止起飛，以實(shí)現(xiàn)地面操控手對(duì)自動(dòng)駛?cè)脒^(guò)程的調(diào)整和控制：

（4） 自動(dòng)駛?cè)氲漠惓Ｍ顺鲞壿?/p>

當(dāng)出現(xiàn)下列任何一種情況時(shí)：連續(xù)10s無(wú)測(cè)控?cái)?shù)據(jù)；地速連續(xù)1s大于36km/h；側(cè)偏的絕對(duì)值連續(xù)1s大于15m；導(dǎo)航系統(tǒng)無(wú)效；導(dǎo)航系統(tǒng)連續(xù)2.2s不處于“INS/DGPS組合”，這時(shí)系統(tǒng)將自動(dòng)退出駛?cè)脒^(guò)程。

（5）自動(dòng)駛?cè)胝Ｍ顺鲞壿?/p>

如果目標(biāo)點(diǎn)為駛?cè)牒骄€的最后一個(gè)航點(diǎn)，當(dāng)飛機(jī)相對(duì)于目標(biāo)點(diǎn)的待飛距連續(xù)1s小于50m后，則將無(wú)人機(jī)的左右剎車(chē)按3s淡化到95%，橫航向控制律保持工作，30s后關(guān)航行燈，設(shè)置縱向和橫航向駕駛儀模式為不接通，升降舵、方向舵、副翼回0，設(shè)置飛行階段為“等待段”。由“駛?cè)搿?轉(zhuǎn)入“等待”前，設(shè)置無(wú)人機(jī)的左右剎車(chē)為95%；如果油門(mén)指令小于5%，油門(mén)指令設(shè)置為5%，清除“空中”標(biāo)志和“駛?cè)搿睒?biāo)志?！榜?cè)搿鞭D(zhuǎn)“等待”時(shí)，不清除“場(chǎng)高裝訂”標(biāo)志。

（6） 自動(dòng)駛?cè)氲暮蕉谓唤涌刂七壿?/p>

駛?cè)脒^(guò)程中，當(dāng)無(wú)人機(jī)相對(duì)于目標(biāo)點(diǎn)的待飛距連續(xù)1s小于20m，則進(jìn)行航段交接；如果目標(biāo)點(diǎn)為駛?cè)牒骄€的最后一個(gè)航點(diǎn)，當(dāng)無(wú)人機(jī)相對(duì)于目標(biāo)點(diǎn)的待飛距連續(xù)1s小于20m后，則設(shè)置無(wú)人機(jī)的左右剎車(chē)指令為95%，30s后關(guān)閉航行燈，斷開(kāi)駕駛儀，設(shè)置飛行階段為“等待段”。

1.4 自動(dòng)駛?cè)牍δ芸刂坡试O(shè)計(jì)

（1） 航向、側(cè)偏控制

在駛?cè)脒^(guò)程中，飛控系統(tǒng)獲取側(cè)偏距、給定航向角和慣導(dǎo)實(shí)時(shí)測(cè)出的航向角和偏航角速率通過(guò)“無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)牍δ芎较?、?cè)偏控制回路”解算得出左、右剎車(chē)指令和前輪轉(zhuǎn)向指令，從而控制左、右剎車(chē)和前輪保證航向和側(cè)偏要求。

（2） 速度控制

在駛?cè)脒^(guò)程中，飛控系統(tǒng)獲取給定地速、給定油門(mén)和慣導(dǎo)實(shí)時(shí)測(cè)出的東向速度及北向速度通過(guò)“無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)牍δ芩俣瓤刂苹芈贰苯馑愕贸鲎蟆⒂覄x車(chē)指令，從而控制左、右剎車(chē)保證地速要求。

1.5 起飛條件的修改

起飛的判斷條件除了原有起飛條件外，增加起飛航向和側(cè)偏距判據(jù)，要求側(cè)偏絕對(duì)值小于5m、航向差絕對(duì)值小于5o。

2.試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)條件

自動(dòng)駕入的試驗(yàn)條件為：

（1）在跑道外按正常起飛程序、準(zhǔn)備程序完成對(duì)無(wú)人機(jī)參數(shù)加載和檢查等；

（2）自動(dòng)駛?cè)脒^(guò)程中的路面要求路面平整無(wú)障物（需使用跑道清掃車(chē)清掃），路面寬度不小于15m；

（3）規(guī)劃自動(dòng)駛?cè)牒骄€時(shí)盡量保證在自動(dòng)駛?cè)脒^(guò)程中地面控制站與飛機(jī)的通視；

（4）保證航段交接處的角度大于90o。

地面站飛控操作員可通過(guò)左右遙調(diào)控制無(wú)人機(jī)側(cè)偏，同時(shí)派地面觀察員觀察無(wú)人機(jī)駛?cè)霠顟B(tài)，以保證側(cè)偏很小，不至于滑出路面。若側(cè)偏過(guò)大，且無(wú)法糾正回來(lái)時(shí)，可發(fā)出終止駛?cè)氲拿?，發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)車(chē)。

2.2試驗(yàn)參數(shù)輸入

在機(jī)場(chǎng)停機(jī)坪和主跑道上選出5個(gè)點(diǎn)，并使用位置測(cè)量設(shè)備對(duì)其進(jìn)行測(cè)量，做好標(biāo)記，作為駛?cè)牒近c(diǎn)。

無(wú)人機(jī)與地面綜合檢測(cè)車(chē)連接，通過(guò)地面檢測(cè)軟件給機(jī)載飛控系統(tǒng)輸入駛?cè)胗烷T(mén)、駛?cè)胨俣?、增益值?/p>

2.3試驗(yàn)過(guò)程

試驗(yàn)過(guò)程如下：

（1） 無(wú)人機(jī)停放于預(yù)定的駛?cè)肫瘘c(diǎn)上，加好輪檔。保證偏航角在±5o以內(nèi)，側(cè)偏距±5m以內(nèi)；

（2） 對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行檢查；

（3） 通過(guò)地面綜合檢測(cè)車(chē)加載駛?cè)牒骄€（航點(diǎn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1，駛?cè)牒骄€格式與飛行航線格式相同，其中，航點(diǎn)時(shí)間和航點(diǎn)特征字均為0）；

（4） 通過(guò)地檢加載 “駛?cè)胗烷T(mén)”“地速給定量”和“駛?cè)胨俣瓤刂圃鲆妗眳?shù)，首先使用缺省值，駛?cè)牒笤偻ㄟ^(guò)分析數(shù)據(jù)得出效果，根據(jù)上一次的駛?cè)胄Ч?，調(diào)整滑行參數(shù)，直到滿足試驗(yàn)要求（滿足試驗(yàn)要求的參數(shù)見(jiàn)表2）；

（5） 系統(tǒng)達(dá)到起飛狀態(tài)后，飛控操作員發(fā)送“駛?cè)搿敝噶睿w控系統(tǒng)進(jìn)入駛?cè)脒壿?，駛?cè)脒^(guò)程中可通過(guò)“向左遙調(diào)”和“向右遙調(diào)”指令控制無(wú)人機(jī)側(cè)偏，可通過(guò)“油門(mén)上調(diào)”和“油門(mén)下調(diào)”指令控制無(wú)人機(jī)速度，也可通過(guò)“槳葉角增加”和“槳葉角減小”指令控制發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在3000rpm以上；

（6） 駛?cè)脒^(guò)程中可通過(guò)“終止起飛”指令進(jìn)入終止起飛邏輯；

（7） 駛?cè)胫僚艿榔痫w點(diǎn)處并處于“等待階段”，飛控操作員可通過(guò)“起飛條件檢查”指令檢查無(wú)人機(jī)是否滿足起飛條件；

（8） 駛?cè)虢Y(jié)束后，將無(wú)人機(jī)推回駛?cè)肫瘘c(diǎn)，進(jìn)行下一次駛?cè)朐囼?yàn)，需進(jìn)行3次試驗(yàn)。

2.3.1第一次駛?cè)朐囼?yàn)

由試驗(yàn)曲線可知，ins-PSI航向角253.8o（駛?cè)耄?45.5o（初始）、Z側(cè)偏距-17～2.5 m。試驗(yàn)過(guò)程中ins-V地速度0～8 m/s；左右剎車(chē)壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.3.2 第二次駛?cè)朐囼?yàn)

由試驗(yàn)曲線可知，ins-PSI航向角255o（駛?cè)耄?45.8o（初始）、Z側(cè)偏距-17～2 m。試驗(yàn)過(guò)程中ins-V地速度0～7.5 m/s；左右剎車(chē)壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.3.3 第三次駛?cè)朐囼?yàn)

由試驗(yàn)曲線可知，ins-PSI航向角256o（駛?cè)耄?45.3o（初始）、Z側(cè)偏距-16～2.5 m。試驗(yàn)過(guò)程中ins-V地速度0～7.5 m/s；左右剎車(chē)壓力占空比根據(jù)飛控系統(tǒng)的控制指令0%～95%調(diào)節(jié)。

2.4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

表3為三次自動(dòng)駛?cè)朐囼?yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)表。

由表3可知，航向偏差最大為1.4o，側(cè)偏最大為2m，表明該自動(dòng)駛?cè)牍δ軡M足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，且無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)肱艿澜Y(jié)束后能滿足以下起飛條件：處于程控方式的等待階段；無(wú)線電高度表有效；磁力計(jì)有效；純慣性有效；導(dǎo)航模式有效；發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速>1440rpm；主電源已并網(wǎng)、蓄電池已并網(wǎng)、地面電源已脫離；場(chǎng)高已裝訂；航路數(shù)據(jù)正常；經(jīng)緯度數(shù)據(jù)有效。無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)虢Y(jié)束后能正常起飛。全系統(tǒng)工作穩(wěn)定可靠，可用于工程應(yīng)用。

3 結(jié)束語(yǔ)

目前，該技術(shù)已成功應(yīng)用于某兩型成熟無(wú)人機(jī)。為提高自動(dòng)駛?cè)牍δ艿目尚屑翱尚哦龋侥壳盀橹?，已進(jìn)行過(guò)數(shù)百次的駛?cè)朐囼?yàn)，自動(dòng)駛?cè)牍δ艿玫匠浞烛?yàn)證并表明，無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)牍δ艿膶?shí)現(xiàn)將無(wú)人機(jī)占用跑道時(shí)間縮短95%以上，提高跑道利用率；為了使飛機(jī)在駛?cè)脒^(guò)程中發(fā)電機(jī)不斷電，增加了變槳機(jī)構(gòu)。在駛?cè)朐囼?yàn)過(guò)程中能保證發(fā)電機(jī)不斷電的情況下完成自動(dòng)駛?cè)朐囼?yàn)；駛?cè)脒^(guò)程中側(cè)偏控制的絕對(duì)值小于15m，地速連續(xù)小于36km/h；進(jìn)入起飛點(diǎn)無(wú)人機(jī)當(dāng)前航向與駛?cè)牒骄€第一航段的航向差絕對(duì)值小于5o，當(dāng)前位置相對(duì)于駛?cè)牒骄€第一航段的側(cè)偏絕對(duì)值小于5m滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

該技術(shù)解決了國(guó)內(nèi)輪式起降無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)雴?wèn)題，使用前景廣闊，對(duì)輪式起降無(wú)人機(jī)自動(dòng)駛?cè)胗泻芎玫膸?dòng)做用，有利于推動(dòng)我軍無(wú)人機(jī)裝備建設(shè)研發(fā)進(jìn)程，對(duì)推動(dòng)我軍無(wú)人機(jī)裝備的發(fā)展具有重大意義。

（責(zé)任編輯：劉玲蕊）

可變穩(wěn)定性飛行模擬試驗(yàn)機(jī)驗(yàn)證自主著陸飛行能力

美國(guó)空軍在新一代高性能靶機(jī)項(xiàng)目中，明確要求不再依靠手動(dòng)備份，使得自主著陸的可靠性成為至關(guān)重要的一個(gè)性能。

2008年12月18日，洛克希德-馬?。羼R公司）利用美國(guó)空軍試飛學(xué)校的一架可變穩(wěn)定性飛行模擬試驗(yàn)機(jī)（VISTA）成功地完成了自主著陸飛行，標(biāo)志著F-16戰(zhàn)斗機(jī)首次完全依賴計(jì)算機(jī)控制而成功著陸。這架試驗(yàn)機(jī)在整個(gè)著陸過(guò)程中，借助機(jī)載計(jì)算機(jī)，完美地控制了飛機(jī)高度、姿態(tài)、速度、下滑角和下降率。

當(dāng)時(shí)，該公司研制自主著陸程序的初衷是為了減輕飛行員的負(fù)擔(dān)，增強(qiáng)安全性。此次飛行試驗(yàn)的成功顯示出經(jīng)過(guò)改裝的F-16戰(zhàn)斗機(jī)可以具備高度可靠的自主著陸能力。

其后，洛馬公司考慮將現(xiàn)役 F-16C Block 40/50戰(zhàn)斗機(jī)改裝為有人/無(wú)人的雙重角色戰(zhàn)斗機(jī)，在保留有人駕駛戰(zhàn)斗機(jī)的所有功能的基礎(chǔ)上，增加不超過(guò)136kg的遙控和通信設(shè)備。根據(jù)設(shè)計(jì)方案，研制人員需要將自動(dòng)油門(mén)桿和自動(dòng)著陸能力集成到電傳飛控系統(tǒng)中，同時(shí)還需要加裝額外的通信設(shè)備，以滿足地面控制人員的遠(yuǎn)程控制和傳感器反饋數(shù)據(jù)的功能。