范東生，孫恒義，麻興斌，牛振中

(西安愛生技術(shù)集團公司，西安 710129)

0 引言

由于無人機具有造價低、安全性高、實用性強等優(yōu)點，在軍用和民用領(lǐng)域都扮演著越來越重要的作用。對于固定翼無人機而言，起降成為了制約其發(fā)展的主要因素，目前常用的固定翼無人機回收方式包括起落架跑道滑降、滑橇滑行，傘降以及垂直起降[1]。傘降是當無人機到達降落區(qū)域上空后自動或手動控制打開降落傘完成后續(xù)傘降著陸；垂直起降主要針對旋翼無人機或傾轉(zhuǎn)旋翼無人機的降落，對滑降階段的三維航跡跟蹤要求不高。針對滑橇滑行以及起落架滑行兩種回收方式，對自主著陸下滑飛行的平穩(wěn)性、橫側(cè)向糾偏的高效性、降落位置的準確性以及落地姿態(tài)角的安全性提出了嚴格的要求。

高九州[2]以無人機地速、下沉率和橫側(cè)向偏航距為控制目標，應(yīng)用內(nèi)模控制原理，完成了著陸縱向和橫向滑降控制器的設(shè)計，其在末端拉起時采用了高度的指數(shù)衰減控制，通過高度的控制將無人機姿態(tài)擺平，這種策略存在姿態(tài)響應(yīng)、收斂慢的缺點，可能會導(dǎo)致落地姿態(tài)角差無人機受損。朱雯雯[3]將著陸階段分為直線下滑和指數(shù)拉起以及淺下滑來設(shè)計，并選擇不同的空速和軌跡角下飛機模型的配平結(jié)果作為滑降的依據(jù)，能滿足無人機滑降段對飛行高度和側(cè)向偏差的要求，但整個過程采用速度開環(huán)控制，無人機空速在下滑段變化較大，實際飛行數(shù)據(jù)無法與配平值中的姿態(tài)很好地對應(yīng)。

針對以上分析，本文首先設(shè)計了無人機滑降著陸控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖，具體設(shè)計了滑降橫側(cè)向控制器和滑降縱向控制器，并在橫側(cè)向控制器設(shè)計中給出了直線航跡和圓航跡的控制律設(shè)計方法，在縱向控制器設(shè)計中進行了下滑段高度控制量的分析計算；然后設(shè)計了一種滑降著陸控制系統(tǒng)，詳細介紹了滑降過程控制模式，最后通過仿真實驗完成對該滑降控制系統(tǒng)進行驗證。

1 滑降著陸控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計

無人機滑降著陸控制包括滑降橫、側(cè)向控制和滑降縱向控制[5]。航跡控制結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中包括飛機模型、執(zhí)行機構(gòu)、飛行控制系統(tǒng)(包括橫側(cè)向控制器和縱向控制器)、傳感器模塊和導(dǎo)航系統(tǒng)(包括航線角、偏航距以及高度控制量的計算)。

圖1 無人機滑降控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

1.1 滑降橫側(cè)向控制器設(shè)計

在無人機進入滑降階段后，要保證無人機盡快地跟蹤上預(yù)定的航線，減小橫向偏移能使無人機順利通過下滑窗口，且在拉平段末端要減小與預(yù)定跑道的偏差，這就需要進行橫側(cè)向的精確控制。橫側(cè)向控制器是以航向角控制為內(nèi)回路，航向角控制器的輸出量作為副翼和方向舵執(zhí)行機構(gòu)的控制量，通過調(diào)節(jié)副翼和方向舵實現(xiàn)無人機的平面航跡控制。當無人機與預(yù)定航跡出現(xiàn)偏差時，需要對其進行糾偏控制，而航向角的控制量也是由航線角與航跡偏差的控制綜合后得出，具體的滑降橫側(cè)向控制結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 滑降橫側(cè)向控制結(jié)構(gòu)圖

實現(xiàn)過程為：由無人機的位置和給定的航程點，計算出無人機與航線的垂線距離以及航線角，通過航跡控制器來消除偏差，并得到所需的航向角控制量，將其給入到航向控制器中，通過執(zhí)行結(jié)構(gòu)不斷調(diào)整副翼和方向舵的偏轉(zhuǎn)角度，從而實現(xiàn)無人機對平面航跡的跟蹤。

在滑降過程中會用到航線跟蹤以及定點圓盤旋降高。對直線航跡而言，偏航距離通過無人機到當前航線的距離計算，具體的航向角控制率如下：

(1)

圓航跡的偏航距離通過無人機到圓心的距離與盤旋半徑的差來得到，具體的航向角控制率如下:

(2)

式(1)中，ψ0為航線航跡角，Δd為偏航距，KP為比例系數(shù)，KI為積分系數(shù)，KD為微分系數(shù)，式(2)中，V為無人機的飛行速度，R為圓盤旋半徑。

1.2 滑降縱向控制器設(shè)計

滑降過程中不僅對無人機的平面航跡偏差有較高要求，而且無人機的高度控制以及觸地時的俯仰角也要滿足一定條件。所以在滑降過程中不僅要對無人機的高度進行跟蹤控制，同時也要在接近地面時對無人機的俯仰角進行拉起控制，以確保觸地時飛機抬頭，起落架后輪先觸地。無人機的高度控制以俯仰角控制回路為內(nèi)回路，俯仰角控制器的輸出量作為升降舵執(zhí)行機構(gòu)的控制量，通過調(diào)節(jié)升降舵實現(xiàn)無人機的高度控制[6-7]。其中，高度控制量的計算是通過導(dǎo)航系統(tǒng)解算完成的。具體的高度控制器結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 滑降縱向控制器結(jié)構(gòu)圖

實現(xiàn)過程為：首先，根據(jù)地面站發(fā)送的滑降航線的航程點，導(dǎo)航軟件將航程點的高度信息提取后，根據(jù)無人機當前的位置，通過數(shù)學(xué)方法實時計算無人機所需的高度控制量，將其送入到飛控系統(tǒng)的高度控制器中，通過調(diào)節(jié)升降舵的偏轉(zhuǎn)角來實現(xiàn)無人機的高度控制[8]。當飛機距離地面高度較低時，采用內(nèi)環(huán)俯仰角控制，將飛機縱向姿態(tài)拉平，以免發(fā)生飛機機頭或螺旋槳先觸地的情況。

高度控制量的計算方法：通過給點的航程點坐標，實時計算無人機在任意航線位置時對應(yīng)的應(yīng)飛高度值，具體的計算過程如下[4]：

如圖4所示，AB表示當前無人機的航線，其中航程點A(xA,yA,zA)和B(xB,yB,zB)的位置已知，將AB投影到水平面XOY上得到線段CD，其中C的坐標為(xC,yC,0)，D的坐標為，且有xA=xC，yA=yC，xB=xD，yB=yD。

圖4 投影法計算高度

坐標點E表示無人機的位置，為了求出無人機在E點時對應(yīng)的航線應(yīng)飛高度，將E投影到水平面得到點F，再將F點投影到上CD，得到投影點G，而G點對應(yīng)的AB航線上的H點的高度值即為無人機的應(yīng)飛高度。

在圖4中，E(xE,yE,zE)點的坐標已知，則F(xE,yE,0)已知，又因為直線AB已知，則GF的數(shù)學(xué)式：

(3)

直線CD的表達式為：

(4)

設(shè)G點坐標為G(xG,yG,0)，聯(lián)合式(3)和式(4)，可得:

xG=

(5)

yG=

(6)

為了方便計算，將平面ABCD分離出來，如圖5所示。由上述計算求得G點坐標為G(xG,yG,0)，且A、B、C、D的坐標均已知，當航程點A的高度坐標值低于B點高度坐標值時，見圖5左圖。

圖5 航線側(cè)面投影

根據(jù)幾何知識可以推導(dǎo)出如下關(guān)系：

(7)

則可以推導(dǎo)出H點的高度值，即無人機的應(yīng)飛高度h為：

(8)

同理，當航程點A的高度坐標值高于B點高度坐標值時，見圖5右圖，可以推導(dǎo)出H點高度值h為：

(9)

通過上述方法，可以求得無人機在任意位置時對應(yīng)的應(yīng)飛高度，即無人機的高度控制量，通過高度控制器實現(xiàn)對航線高度的跟蹤控制。

2 滑降著陸控制模式

根據(jù)滑降著陸過程中對飛機航跡和姿態(tài)的要求，將滑降過程分為4個階段[9]，分別為盤旋降高段、平飛段、下滑段以及末端拉平段。從平飛段到無人機著陸的滑降過程如圖6所示。

圖6 滑降過程圖

滑降過程首先是降高段，當無人機返回到降落點上空后先進行圓盤旋降高，此時采用速度閉環(huán)方式，發(fā)動機工作在慢車狀態(tài)，當高度滿足一定條件且飛機航向角與滑降下滑線的航線角之間滿足設(shè)置的條件后便開始進入水平平飛段；平飛段是保證飛機很好的跟蹤水平航跡，減小飛機的側(cè)向偏移，并進行下滑前姿態(tài)調(diào)整；平飛段末端進行飛機下滑窗口判斷，當滿足下滑窗口約束后進入到下滑段；下滑段控制無人機始終跟蹤給定的航線坡度，同樣在下滑段采用速度閉環(huán)控制方式，發(fā)動機工作在慢車狀態(tài)，直到高度滿足一定條件后進入拉平段[10]，在拉平段發(fā)動機怠速運行，縱向控制模式由高度控制切換為俯仰角控制，完成觸地前俯仰角調(diào)整。

1) 由降高段進入平飛段的判斷條件為：

(1)無人機飛行高度<=H1；

(2)飛機航向角與航線的夾角小于10度或者飛機距離圓盤旋與航線切點位置距離小于50 m。

2)平飛段高度H1設(shè)置為200 m，平飛段水平距離X1設(shè)置為3 000 m。為了使無人機從圓盤旋進入直線航線后有較長時間收斂，X1的值可以根據(jù)地形條件考慮適當放大。

3) 下滑窗口判斷條件：

(1)無人機沿航線方向飛行，與下滑航線起點距離小于50 m；

(2)飛機的偏航距離絕對值小于10 m；

(3)飛機當前高度與平飛段高度給定值的差的絕對值小于10 m。

4)預(yù)定下滑點到拉平點的水平距離X2設(shè)置為4 000 m，拉平高度H2為10 m，第一次下滑到預(yù)定拉平高度后開始進入拉平段。

5)進入拉平段后，發(fā)動機風(fēng)門減小，設(shè)置為怠速運行狀態(tài)。

6)拉平段采用俯仰角控制，具體的俯仰角給定值計算方法為：

(10)

其中：H3為飛機相對跑道的高度；H2為預(yù)定拉平高度；θ0為拉平段初始俯仰角給定值，取下滑段轉(zhuǎn)換到拉平段時的俯仰角指令值；θ1為接地俯仰角指令給定值，為了保證接地時后輪先觸地且螺旋槳不會劃到地面，降其設(shè)置為2°。

3 仿真與分析

根據(jù)前邊對滑降模型的分析，給定滑降航線為：(0,0,1 000)，(7 000,0,200)，(10 000,0,200)，(14 000,0,10)， (15 000,0,0)。初始時間為0 s，無人機初始飛行高度為1 000 m，空速為40 m/s，航向角為0°，發(fā)動機工作時的最小風(fēng)門開度限制為10%。無人機從初始狀態(tài)進入航線，完成滑降過程，具體的仿真結(jié)果如圖7～11所示。

圖7 無人機滑降平面圖

圖8 無人機滑降x-h圖

圖9 無人機滑降空速圖

圖10 無人機滑降風(fēng)門開度圖

圖11 無人機滑降俯仰角圖

無人機從初始位置出發(fā)，沿著x軸方向飛行，當?shù)竭_7 000 m位置處開始進行切航線圓盤旋降高飛行。由圖7～11可知，盤旋降高階段圓盤旋半徑為1 000 m，俯仰角為-6°，由于給定速度為40 m/s，而下滑時無人機的勢能轉(zhuǎn)化為動能，飛行速度增大到50 m/s。節(jié)氣門開度保持最小值10%。整個盤旋降高過程用時約260 s，高度從1 000 m下降至200 m，下滑率為3.08 m/s。

當無人機飛行高度不大于200 m時，無人機航向角與航線的夾角小于10度或飛機距離圓盤與航線之間切點的距離小于50 m時，無人機進入平飛段。由圖7～11可知，剛從圓盤旋進入平飛段時，會出現(xiàn)最大45 m的偏航距，平飛段沿著x方向飛行3 000 m，平飛段結(jié)束時，航跡偏差收斂到5 m。飛行高度保持200 m，對應(yīng)的俯仰角約為0度。無人機空速從下滑段末端的50 m/s，通過速度的閉環(huán)調(diào)節(jié)控制，保持到給定值40 m/s，對應(yīng)的發(fā)動機風(fēng)門開度約為21%。

平飛段結(jié)束后進入下滑窗口判斷，由于此時側(cè)向偏航距為5 m，飛行高度為200 m，高度控制誤差為0 m，滿足窗口通過條件，即當無人機與下滑航線起點距離小于50 m時，直接進入下滑階段。由圖5～9可知，下滑階段無人機的偏航距逐漸減小，當下滑段結(jié)束時，偏航距為0 m。由于下滑段高度控制為實時計算無人機當前位置對應(yīng)的下滑高度，而高度控制到該值需要一定的時間，所以不能保證無人機完全跟蹤下滑航線，而是在航線上方以相同的坡度下滑，同一水平位置下，無人機的應(yīng)飛高度與實際飛行高度偏差約為2 m。整個下滑過程用時約90 s，下滑高度為190 m，高度下滑率為2.11，下滑率較盤旋降高時減小，俯仰角約為-4°，空速增長幅度小于盤旋降高階段，最高達到44 m/s，由于采用速度閉環(huán)控制，對應(yīng)的發(fā)動機風(fēng)門開度逐漸減小至10%。

當無人機下滑到距離地面高度小于10 m時，進入到拉平階段，發(fā)動機怠速運轉(zhuǎn)。由圖7～11可知，無人機從10 m高度到觸地用時14 s，高度下滑率為0.71m/s。發(fā)動機怠速運行后，無人機速度從43 m/s降低至37 m/s，水平方向無人機從14 040 m位置處滑行到14 650 m，共滑行610 m。觸地時的俯仰角為0.4°，飛機保持較小的抬頭姿態(tài)角，滿足滑降著陸對無人機的觸地俯仰角要求。

4 結(jié)束語

本文通過分析當前無人機的滑降著陸控制方式，結(jié)合某型無人機模型，設(shè)計了一種無人機滑降著陸控制方式，首先進行了滑降著陸控制系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計，給出了滑降橫側(cè)向控制器結(jié)構(gòu)，并在橫側(cè)向控制器設(shè)計中進行了直線航跡和圓航跡的控制律設(shè)計；之后設(shè)計了滑降縱向控制器結(jié)構(gòu)，在縱向控制器設(shè)計中給出了下滑段高度控制量的計算方式；在滑降著陸控制結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種滑降著陸控制流程，詳細介紹了滑降過程的控制模式。

經(jīng)過仿真分析表明：1)無人機在整個滑降過程中橫向控制滿足設(shè)計要求。在剛進入平飛段時由于航線切換出現(xiàn)45 m偏航，在平飛段結(jié)束時偏航距為5 m，在飛機接地時，偏航距減小為0 m。2)整個過程中高度控制和接地俯仰角滿足設(shè)計要求。平飛段飛機飛行高度為200 m，控制誤差為0 m；下滑段高度跟蹤誤差為2 m；接地時無人機姿態(tài)為稍微抬頭，俯仰角為0.4°。

本文設(shè)計的無人機滑降著陸控制系統(tǒng)能很好地完成回收階段無人機的安全著陸，整個滑降過程中具有偏航距離小，高度控制誤差低，水平方向滑行距離較短，落地姿態(tài)角安全性高的優(yōu)點，能滿足滑跑型無人機對滑降階段的控制要求。