劉學(xué)業(yè)

針對武器系統(tǒng)對無人機超低空掠海飛行要求，對某型無人機進(jìn)行了超低空飛行動力建模、超低空高度信息融合技術(shù)和飛行任務(wù)剖面研究，開展了半實物仿真及飛行驗證。結(jié)果表明，無人機超低空飛行控制改進(jìn)優(yōu)化合理、可行。

無人機超低空飛行可以模擬真實反艦導(dǎo)彈飛行特性，在武器裝備試驗訓(xùn)練領(lǐng)域具有較大應(yīng)用前景。本文以現(xiàn)有某型成熟無人機為基礎(chǔ)平臺，通過對其飛行控制原理研究及控制策略優(yōu)化改進(jìn)，以期達(dá)成具備穩(wěn)定超低空掠海飛行能力。

無人機超低空飛行動力建模研究

無人機控制原理

該無人機飛控系統(tǒng)主要由電源分系統(tǒng)、傳感器分系統(tǒng)、飛行控制器分系統(tǒng)、遙控遙測分系統(tǒng)和執(zhí)行機構(gòu)分系統(tǒng)所組成，各分系統(tǒng)既相對獨立的完成各自的功能，又相互協(xié)調(diào)，統(tǒng)一管理，構(gòu)成了完整的飛控系統(tǒng)。無人機飛行控制回路采用的是數(shù)字電路和模擬電路混合方式，具有控制靈活、響應(yīng)速度快、可靠性高等優(yōu)點。由飛行控制系統(tǒng)構(gòu)成的閉環(huán)負(fù)反饋系統(tǒng)見圖1。

無人機分為兩個控制方向，即縱向控制和橫側(cè)向控制。縱向控制用來控制無人機的俯仰角度的穩(wěn)定以及對無人機的飛行高度進(jìn)行控制；而橫側(cè)向控制則可以用來控制無人機的滾轉(zhuǎn)角度和用來調(diào)節(jié)無人機的航向。兩種控制方向結(jié)合既實現(xiàn)了對無人機飛行姿態(tài)的控制，又完成了對高度的調(diào)整，最終能夠?qū)崿F(xiàn)對無人機飛行的完整控制效果。

該無人機采用分階段方式控制，主要分為平飛、爬升和俯沖、左右盤旋、定高與定航向、導(dǎo)航等不同階段，分別采用不同的控制律進(jìn)行控制，該無人機經(jīng)過多架次lOOm以上飛行高度驗證，飛行性能穩(wěn)定可靠。

地效特性建模

該型無人機具有完整的空中氣動數(shù)據(jù)與空氣動力學(xué)與運動學(xué)模型，但在超低空飛行時會產(chǎn)生附加的地面（海面）氣動效能，主要體現(xiàn)為附加氣動力、氣動力矩、氣動舵效，并且參考面積越大的無人機地效特性越明顯。因此，超低空掠海飛行控制技術(shù)研究需要基于已有的飛行運動學(xué)與動力學(xué)模型，完善低空地效氣動特性建模，提升超低空飛行過程中的模型準(zhǔn)確度。

根據(jù)空氣動力學(xué)，地效氣動特性與距離地面高度關(guān)系緊密，按照通用性設(shè)計理論，地效氣動增量可以描述為高度的函數(shù)，受影響的物理量包括縱橫向基本力與力矩系數(shù)以及對應(yīng)的操縱導(dǎo)數(shù)。實際工程中由于無人機翼展與參考面積較小，對地效的敏感性相對大翼展飛機較弱，可以考慮忽略地效對橫航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)與航向操縱導(dǎo)數(shù)的影響，主要對受垂向氣流影響較大的縱向力與力矩系數(shù)以及橫向操縱導(dǎo)數(shù)進(jìn)行建模。

針對無人機縱向通道數(shù)學(xué)模型，通過開展對已有數(shù)據(jù)高度、俯仰姿態(tài)、升降舵面之間的關(guān)系分析，與數(shù)學(xué)模型的配平特性進(jìn)行比較，可以對比得出縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)與升降舵操縱導(dǎo)數(shù)的差異，并予以在模型中進(jìn)行補償，通過二次校正對比，以驗證模型校正的準(zhǔn)確性。

高度控制系統(tǒng)設(shè)計

無人機進(jìn)行30m以下高度的掠海穩(wěn)定飛行過程中，干擾引起的高度控制偏差、超調(diào)等，極易引起飛行的失敗，因此需要采用基于過載控制的強魯棒控制方式進(jìn)行無人機高度通道的設(shè)計，以提升抗干擾能力，增加高度安全性。

加速度與角速率是飛行器運動周期最短，對氣動力與氣動力矩最敏感的物理量，采用以法向加速度與俯仰角速率作為高度控制的內(nèi)核，可以提升系統(tǒng)的抗外部干擾能力以及指令的快速跟蹤能力，實現(xiàn)較好的魯棒性與快速性。

外環(huán)以高度差的比例PID結(jié)構(gòu)產(chǎn)生高度到過載指令的控制，通過高度差的積分環(huán)節(jié)可以提升系統(tǒng)抗內(nèi)環(huán)傳感器漂移的能力與指令跟蹤的精度，通過高度差的PID參數(shù)綜合設(shè)計可以實現(xiàn)高度指令的快速無超調(diào)跟蹤能力。

無人機超低空高度信息融合技術(shù)研究

無人機進(jìn)行超低空掠海飛行時，由于受到海浪、氣流的影響，無論采用無線電高度計、氣壓高度計，還是全球定位系統(tǒng)（GPS）進(jìn)行海拔高度測量，都存在一定的不準(zhǔn)確性。因此需要設(shè)計研究出適用于超低空掠海飛行高度的測量技術(shù)。

組合高度原理

超低空高度信息融合技術(shù)擬采用不變性原理，按照梅森公式與線性疊加原理設(shè)計基于垂向加速度與無線電高度表的海浪濾波器，組合高度是由無線電高度表、垂直加速度計和算法組成。其原理是：用兩種互不相關(guān)的高度測量系統(tǒng)測量同一高度，比較兩者的結(jié)果，并予以補償，以實現(xiàn)不變性原理。也就是把慣性高度輸出信息和無線電高度表輸出信息進(jìn)行比較，然后構(gòu)成反饋補償，以保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。組合高度的基本原理如下式所示。

hc =■hw （1）

其中，hc為組合高度，hw無線電高度（此處說明公式中各參數(shù)）。因此，高度組合原理是一種互補濾波的體現(xiàn)，即組合高度高頻段取決于加速度計積分高度，低頻段取決于無線電高度表的測量。

高度信息融合分析

無線電高度表的原理是通過電磁波反射測高，因此陣風(fēng)、海浪、潮涌、雜波的干擾影響很大，不可忽略。如不削弱這種干擾，會使無線電高度表輸出的信噪比降低，影響測高精度。噪聲占據(jù)信號通路，阻塞有用信號通過，還會使信號通道提前飽和，造成系統(tǒng)失控。

因此通過選擇較小的K.可以增強組合高度對海浪濾波的能力。姿態(tài)信息控制分析

由于姿態(tài)控制一般作為高度控制的內(nèi)核，故采用陀螺儀測量出的姿態(tài)精度將直接影響高度跟蹤的特性。因此，需要分析評估陀螺漂移特性，研究適應(yīng)一定程度下的陀螺漂移特性的高度跟蹤控制技術(shù)。采用基于積分算法的自動配平技術(shù)來予以補償，并考慮采用基于過載的高度跟蹤控制實現(xiàn)超低空掠海任務(wù)，姿態(tài)角作為坐標(biāo)變換量，經(jīng)過三角關(guān)系轉(zhuǎn)換后其影響權(quán)重相對直接控制量大幅弱化，在基于已有試飛數(shù)據(jù)中的對陀螺漂移特性進(jìn)行綜合研究，對抗漂移積分算子進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計與綜合評估，實現(xiàn)有限陀螺漂移狀態(tài)下的抗漂移控制能力。

無人機超低空飛行任務(wù)剖面研究

為確保飛行安全，無人機全航程段采用三維程控飛行控制方式，當(dāng)飛機進(jìn)入超低空飛行階段，首先調(diào)整發(fā)動機油門至低速狀態(tài)，根據(jù)下一目標(biāo)點的要求，控制飛機分階段、梯度式降高，逐漸降至目標(biāo)點高度要求?？刂骑w機進(jìn)入航線，開始進(jìn)行超低空飛行，在任務(wù)段加大油門，使速度達(dá)到任務(wù)要求，此階段高度的控制采用融合高度方式，保證飛機飛行高度的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性。飛過任務(wù)段后，飛機首先減小油門，將速度降至巡航狀態(tài)。根據(jù)下一目標(biāo)點坐標(biāo)及高度要求，朝下一目標(biāo)點飛行。

無人機飛行前需進(jìn)行程控航路設(shè)定，設(shè)定飛機的航路坐標(biāo)點，圖2中的1-6點的經(jīng)緯度坐標(biāo)及高度值，設(shè)定航路點的任務(wù)屬性。整個程控段根據(jù)航路點的任務(wù)屬性，飛控分系統(tǒng)自動完成程控平飛段、程控下降段、任務(wù)供靶段和程控爬升段的飛行。航路點的設(shè)定由地面站完成，由操作人員在界面上直接用鼠標(biāo)設(shè)計航路。

無人機飛行控制系統(tǒng)程控飛行時加入縱向剖面的高度控制、油門開環(huán)控制、航向控制、全球定位系統(tǒng)測量得到的航跡側(cè)偏距控制，可滿足低空掠海的要求，從而形成三維航路的程控飛行。三維程控方框原理圖如圖3所示。

半實物仿真及驗證飛行

依據(jù)無人機數(shù)學(xué)模型、設(shè)計的飛行控制律以及編制的飛控軟件，搭建了半實物仿真環(huán)境，開展了模擬海浪干擾、突風(fēng)干擾、陀螺漂移、系統(tǒng)時延、氣動拉偏等特性的超低空掠海半實物飛行仿真，驗證了系統(tǒng)控制邏輯、控制策略、控制品質(zhì)與魯棒特性，并進(jìn)行了2架次50m超低空飛行。飛行數(shù)據(jù)分析表明，無人機在降高拉平過程中無高度超調(diào)，高度跟蹤誤差為2m，并保持穩(wěn)態(tài)。試驗初步驗證了改進(jìn)優(yōu)化方案可行性，后續(xù)將繼續(xù)開展更低高度飛行驗證。