專利名稱：：一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)飛行控制領(lǐng)域，具體地說(shuō)，是指一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法。
背景技術(shù)：
：著陸回收是無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程的一個(gè)重要階段，也是飛行中最易出現(xiàn)事故的環(huán)節(jié)，因此對(duì)于著陸回收階段的自動(dòng)飛行控制的設(shè)計(jì)尤為關(guān)鍵。無(wú)人機(jī)的回收方式可以歸納為傘降回收、輪式滑跑著陸回收、攔截網(wǎng)回收、氣墊著陸回收等類型。相對(duì)于其他回收方式，輪式滑跑著陸回收方式不需要攔截網(wǎng)或氣墊等輔助設(shè)備，具有更高的自主性，是無(wú)人機(jī)著陸回收的重要發(fā)展方向。采用輪式滑跑著陸方式的無(wú)人機(jī)在著陸期間，必須精確跟蹤期望的著陸軌跡，以安全可靠地降落到期望著陸點(diǎn)。通常無(wú)人機(jī)整個(gè)輪式滑跑著陸過(guò)程包括定高、下滑、拉平、平飛減速、飄落及滑跑等階段，如圖1所示，飛機(jī)著陸前先在機(jī)場(chǎng)上空作定高飛行，當(dāng)截獲下滑線后按下滑角下滑，當(dāng)飛機(jī)高度低于一定高度時(shí)，飛機(jī)沿曲線拉平，隨后進(jìn)入平飛減速階段，控制飛機(jī)的速度方向與地面基本平行，此時(shí)飛機(jī)離地約0.51.Om，飛機(jī)速度逐漸減小，需要升降舵上偏使得飛機(jī)抬頭。當(dāng)飛機(jī)到達(dá)降落速度時(shí)，將升降舵下偏使得飛機(jī)俯仰角減小，飛機(jī)最終由于重力大于升力飄落接地，進(jìn)行滑跑著陸。現(xiàn)有的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制結(jié)構(gòu)如圖2所示，包括內(nèi)環(huán)的俯仰角控制回路1以及外環(huán)的升降速度控制回路2。其中外環(huán)的輸入為升降速度期望值vyg(t)和升降加速度期望值ayg(t)，根據(jù)飛機(jī)接入拉平控制時(shí)的高度h。及升降速度Vy。、期望的飛機(jī)著地升降速度Vyjd、飛機(jī)拉平過(guò)程中的高度h(t)以及升降速度Vy(t)得到。飛機(jī)在下滑過(guò)程中的升降速度一般約為-3m/s左右，而飛機(jī)著地允許的升降速度一般為-0.3m/s-0.6m/s。因此，設(shè)計(jì)拉平控制的目的是將下滑時(shí)飛機(jī)的升降速度減小至允許的接地升降速度范圍內(nèi)，以便飛機(jī)以較小的升降速度接地，通常采用指數(shù)曲線作為期望的拉平曲線。俯仰角控制回路1的輸入為期望的俯仰角&(/)，亦為升降速度控制環(huán)節(jié)的輸出，通常采用經(jīng)典的PID控制結(jié)構(gòu)，如圖3中所示，根據(jù)上述的期望的升降速度Vyg(t)和升降加速度ayg(t)計(jì)算，如式(1)所示，=化+&〖(V("-v,(#+《iD(W)-W))(1)其中，Vy(t)為飛機(jī)升降速度，ay(t)為飛機(jī)升降加速度，&為比例控制參數(shù)，Ku為積分控制參數(shù)，KM為微分控制參數(shù)。俯仰角控制回路l的輸出為升降舵偏度指令、(t)，即為操縱量輸出至舵機(jī)回路控制舵面的偏轉(zhuǎn)。根據(jù)無(wú)人機(jī)的俯仰角《9(0、期望的俯仰角A(o、無(wú)人機(jī)的俯仰角速率"z(t)以及相應(yīng)的控制參數(shù)^、^,計(jì)算，如式(2)所示，=A))+&,z(0(2)由上述對(duì)通常無(wú)人機(jī)著陸時(shí)拉平控制方法的描述中可以看出，對(duì)于升降速度控制回路2的設(shè)計(jì)是無(wú)人機(jī)著陸拉平控制的重要環(huán)節(jié)。在采用PID控制結(jié)構(gòu)時(shí)，自動(dòng)控制的基本思想是基于偏差的反饋，即將飛機(jī)升降速度與期望值的偏差引入至控制回路來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)升降速度的控制。其中引入了偏差量的微分信號(hào)能夠起到增強(qiáng)阻尼抑制振蕩的作用，而引入偏差量的積分信號(hào)能夠消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。同時(shí)應(yīng)注意到，所指的消除穩(wěn)態(tài)誤差是具有一定的調(diào)節(jié)時(shí)間的，由于在拉平過(guò)程中飛機(jī)升降速度的期望值隨高度變化，而實(shí)際的受控飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)總會(huì)滯后于期望的運(yùn)動(dòng)，因此實(shí)際飛機(jī)接地時(shí)的升降速度并非期望值。對(duì)于著陸要求不高的小型無(wú)人機(jī)，這樣的控制方式是可行的。但是，對(duì)于著陸要求較高的大型無(wú)人機(jī)，飛機(jī)著陸時(shí)的損傷代價(jià)較大，要求更高的著陸升降速度的控制精度。該種自主著陸拉平控制方法難以滿足要求。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是為了提高無(wú)人機(jī)縱向著陸精度，提高無(wú)人機(jī)著陸的安全性，提出一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法。本發(fā)明的一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，具體包括以下步驟步驟一實(shí)現(xiàn)升降速度及升降加速度期望值生成環(huán)節(jié)，得到升降速度期望值vyg(t)禾口升降加速度期望值(t);根據(jù)飛機(jī)接入拉平控制時(shí)的高度h。及升降速度Vy。、期望的飛機(jī)著地速度Vyjd、拉平過(guò)程中的飛機(jī)高度h(t)、拉平過(guò)程中的飛機(jī)升降速度Vy(t)，得到升降速度期望值Vyg(t)和升降加速度期望值ayg(t):0—(3)"0步驟二根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSrali以及升降速度控制積分系數(shù)Ku，得到升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量Vy^mi;升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量VygSMi如下式VygSemi="zgSemi/KLI(4)步驟三實(shí)現(xiàn)升降速度控制環(huán)節(jié)，根據(jù)飛機(jī)升降速度Vy(t)、升降加速度ay(t)、升降速度期望值vyg(t)，升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSraii以及控制參數(shù)K。KU、KM，得到期望的俯仰角^W:9g(,)=A(vW—W))+^J步驟四實(shí)現(xiàn)俯仰角控制環(huán)節(jié)，得到升降舵偏度指令Sz(t);根據(jù)無(wú)人機(jī)的俯仰角<9(/)、期望的俯仰角4()、無(wú)人機(jī)的俯仰角速率"z(t)以及相應(yīng)的控制參數(shù)/^、^^，得到升降舵偏度指令Sz(t):《(,)=，(/)i^"z(,)(6)4Sz(t)作為升降舵回路的輸入，通過(guò)控制升降舵偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的控制。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(1)本發(fā)明采用開(kāi)環(huán)修正與閉環(huán)反饋控制相結(jié)合的控制方案，減小了實(shí)際飛機(jī)接地時(shí)的升降速度與期望值的偏差；(2)本發(fā)明的對(duì)升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量可根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量得到，物理意義明確，易于實(shí)現(xiàn)；(3)本發(fā)明適用于有高精度要求的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制，有效提高著陸安全性。圖1是無(wú)人機(jī)著陸過(guò)程示意圖；圖2是現(xiàn)有的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是現(xiàn)有的無(wú)人機(jī)升降速度控制環(huán)節(jié)示意圖；圖4是本發(fā)明的方法流程圖；圖5是本發(fā)明無(wú)人機(jī)拉平時(shí)升降速度的變化示意圖；圖6是本發(fā)明中無(wú)人機(jī)升降速度控制環(huán)節(jié)示意圖；圖7是本方法與現(xiàn)有方法的控制效果對(duì)比圖。圖中1-俯仰角控制回路2-升降速度控制回路具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)例對(duì)本發(fā)明的自動(dòng)著陸拉平控制方法作進(jìn)一步說(shuō)明。本發(fā)明所述的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，流程如圖4所示，通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一實(shí)現(xiàn)升降速度及升降加速度期望值生成環(huán)節(jié)，得到升降速度期望值vyg(t)和升降加速度期望值(t)。飛機(jī)在垂直平面內(nèi)，從下滑過(guò)渡到實(shí)際著陸點(diǎn)的縱向運(yùn)動(dòng)軌跡稱之為拉平軌跡，一般采用指數(shù)曲線作為拉平軌跡。飛機(jī)以指數(shù)曲線進(jìn)行拉平時(shí)，飛機(jī)的垂直升降速度隨著高度的下降相應(yīng)的減小，飛機(jī)的每個(gè)瞬間的升降速度和它當(dāng)前的高度成比例。若以飛機(jī)的跑道平面線作為指數(shù)拉平軌跡的漸近線，并使升降速度為零，那么僅當(dāng)時(shí)間和拉平距離趨于無(wú)窮大時(shí)飛機(jī)才能著地，這顯然是不允許的。設(shè)跑道平面高出拉平軌跡漸近線的距離為h。，此時(shí)期望的飛機(jī)升降速度與高度之間的關(guān)系表示為、(0=-丄(/^)+^)=—丄W,)+V/(7)式中t為指數(shù)曲線時(shí)間常數(shù)，vyjd為飛機(jī)著地速度。由飛機(jī)接入拉平控制時(shí)的高度h。和升降速度Vy。以及期望的飛機(jī)著地升降速度vyjd即可確定指數(shù)曲線時(shí)間常數(shù)t，如附圖5所示t=h0/(vvl.d-vv0)(8)將由式(8)得到的時(shí)間常數(shù)t帶入式(7)，則得到整個(gè)拉平過(guò)程中期望的升降5速度vyg(t)，將期望的升降速度對(duì)時(shí)間取導(dǎo)數(shù)則得到相應(yīng)的期望的升降加速度ayg(t)，如式(3)所示:<formula>formulaseeoriginaldocumentpage6</formula>其中h。、Vy。為飛機(jī)接入拉平控制時(shí)的高度及升降速度，Vyjd為期望的飛機(jī)著地升降速度A(t)為拉平過(guò)程中的飛機(jī)高度、Vy(t)為拉平過(guò)程中的飛機(jī)升降速度。步驟二根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSemi以及升降速度控制積分系數(shù)Ku，得到升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSMi。根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSemi以及升降速度控制積分系數(shù)Ku，得到升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量Vy^mi，如式(4)所示<formula>formulaseeoriginaldocumentpage6</formula>(4)在采用PID控制結(jié)構(gòu)時(shí)，自動(dòng)控制的基本思想是基于偏差的反饋，引入偏差量的積分信號(hào)能夠消除系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差。但其穩(wěn)態(tài)誤差的消除需要一定的調(diào)節(jié)時(shí)間，由于在拉平過(guò)程中飛機(jī)升降速度的期望值隨高度變化，而實(shí)際的受控飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)總會(huì)滯后于期望的運(yùn)動(dòng)，因此實(shí)際飛機(jī)接地時(shí)的升降速度并非期望值。因此，考慮飛機(jī)著陸時(shí)的安全性要求，引入開(kāi)環(huán)修正量，連同閉環(huán)反饋量一同進(jìn)入積分環(huán)節(jié)。式(4)中的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSemi意味著期望飛機(jī)的俯仰角在原拉平過(guò)程中疊加以怎樣的速率進(jìn)行變化的運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)在下滑過(guò)程中的升降速度一般約為_(kāi)3!11/8左右，而飛機(jī)著地允許的升降速度一般為-0.3m/s-0.6m/s，整個(gè)拉平過(guò)程飛機(jī)處于逐漸抬頭的過(guò)程。又因?yàn)槭芸仫w機(jī)的運(yùn)動(dòng)總會(huì)滯后于期望的運(yùn)動(dòng)，因此在拉平過(guò)程中，期望的俯仰角應(yīng)在其原有基礎(chǔ)上以某個(gè)角速率提前偏轉(zhuǎn)，也就是俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSMi—般選取為較小正數(shù)，例如0.050.2°/s，俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSemi依據(jù)飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行初步選取，最終利用無(wú)人機(jī)全量數(shù)學(xué)模型驗(yàn)證后確定。步驟三實(shí)現(xiàn)升降速度控制環(huán)節(jié)，根據(jù)飛機(jī)升降速度Vy(t)、升降加速度ay(t)、升降速度期望值vyg(t)，升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSraii以及控制參數(shù)K。KU、KM，得到期望的俯仰角A(,)。根據(jù)飛機(jī)升降速度Vy(t)、升降加速度ay(t)、升降速度期望值vyg(t)，升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量Vy^mi以及相應(yīng)的控制參數(shù)K。Ku、Km，得到期望的俯仰角4(0如式(5)所示<formula>formulaseeoriginaldocumentpage6</formula>(5)根據(jù)俯仰角控制回路1選取并確定控制參數(shù)K。KU、KM。如圖6所示，在升降速度控制環(huán)節(jié)的積分通道中引入了升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量Vy^mi，使得飛機(jī)在閉環(huán)反饋控制與開(kāi)環(huán)修正的共同作用下跟蹤期望升降速度。圖7中給出了應(yīng)用本發(fā)明所述方法和現(xiàn)有方法的控制效果對(duì)比圖，圖中實(shí)線表示飛機(jī)升降速度，虛線表示期望升降速度，在控制參數(shù)K。Ku、K^均相同的條件下，選取"zgSMi=0.1°/s，即期望俯仰角在原基礎(chǔ)上按0.1°/s的速率增加。如圖7所示，應(yīng)用現(xiàn)有方法時(shí)，由于飛機(jī)實(shí)際的升降速度滯后于期望的升降速度，飛機(jī)接地時(shí)刻升降速度與期望值存在一定偏差，應(yīng)用本方法時(shí)，接地時(shí)刻兩者幾乎沒(méi)有偏差，升降速度很好的跟蹤了理想曲線。步驟四實(shí)現(xiàn)俯仰角控制環(huán)節(jié)，得到升降舵偏度指令Sz(t)。根據(jù)無(wú)人機(jī)的俯仰角《9(0、期望的俯仰角^(,)、無(wú)人機(jī)的俯仰角速率"z(t)以及相應(yīng)的控制參數(shù)&、^^，得到升降舵偏度指令、(t)，如式(6)所示V)-A))+&"z(0(6)將Sz(t)輸入升降舵回路，通過(guò)控制升降舵實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)俯仰角控制。在所述的步驟四中，根據(jù)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)建立相應(yīng)的無(wú)人機(jī)全量數(shù)學(xué)模型，并依據(jù)小擾動(dòng)線性化方法列出無(wú)人機(jī)的線性化方程，并利用控制理論中的經(jīng)典控制方法選取控制參數(shù)尺s、^^，然后利用無(wú)人機(jī)全量數(shù)學(xué)模型驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的控制結(jié)構(gòu)和參數(shù)是否能夠使得系統(tǒng)滿足控制要求。其中，建立無(wú)人機(jī)全量數(shù)學(xué)模型、小擾動(dòng)線性化方法以及經(jīng)典控制方法在飛控專業(yè)相關(guān)書(shū)籍中均有詳細(xì)描述。本發(fā)明所述的一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，采用開(kāi)環(huán)修正與閉環(huán)反饋控制相結(jié)合的控制方案，減小了實(shí)際飛機(jī)接地時(shí)的升降速度與期望值的偏差，對(duì)升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量可根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量得到，易于實(shí)現(xiàn)，工程應(yīng)用性強(qiáng)，適用于有高精度要求的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制，有效提高著陸安全性。權(quán)利要求一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，其特征在于，所述的控制方法按照以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一實(shí)現(xiàn)升降速度及升降加速度期望值生成環(huán)節(jié)，得到升降速度期望值vyg(t)和升降加速度期望值ayg(t)；根據(jù)飛機(jī)接入拉平控制時(shí)的高度h0及升降速度vy0、期望的飛機(jī)著地速度vyjd、拉平過(guò)程中的飛機(jī)高度h(t)、拉平過(guò)程中的飛機(jī)升降速度vy(t)，得到升降速度期望值vyg(t)和升降加速度期望值ayg(t)<mfencedopen='{'close=''><mtable><mtr><mtd><msub><mi>v</mi><mi>yg</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>v</mi><mrow><mi>y</mi><mn>0</mn></mrow></msub><mo>-</mo><msub><mi>v</mi><mi>yjd</mi></msub></mrow><msub><mi>h</mi><mn>0</mn></msub></mfrac><mi>h</mi><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>+</mo><msub><mi>v</mi><mi>yjd</mi></msub></mtd></mtr><mtr><mtd><msub><mi>a</mi><mi>yg</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>v</mi><mrow><mi>y</mi><mn>0</mn></mrow></msub><mo>-</mo><msub><mi>v</mi><mi>yjd</mi></msub></mrow><msub><mi>h</mi><mn>0</mn></msub></mfrac><msub><mi>v</mi><mi>y</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow></mtd></mtr></mtable></mfenced>步驟二根據(jù)期望的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量ωzeSemi以及升降速度控制積分系數(shù)KLI，得到升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSemi；升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSemi如下式vygSemi＝ωzgSemi/KLI步驟三實(shí)現(xiàn)升降速度控制環(huán)節(jié)，根據(jù)飛機(jī)升降速度vy(t)、升降加速度ay(t)、升降速度期望值vyg(t)，升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSemi以及控制參數(shù)KL、KLI、KLD，得到期望的俯仰角θg(t)θg＝KL(vyg(t)-vy(t))+KLI∫t0t(vyg(τ)+vygSemi-vy(τ))dτ+KLD(ayg(t)-ay(t))其中控制參數(shù)KL、KLI、KLD根據(jù)現(xiàn)有的俯仰角控制回路選?。徊襟E四實(shí)現(xiàn)俯仰角控制環(huán)節(jié)，得到升降舵偏度指令δz(t)；根據(jù)無(wú)人機(jī)的俯仰θ(t)、期望的俯仰角θg(t)、無(wú)人機(jī)的俯仰角速率ωz(t)以及相應(yīng)的控制參數(shù)，得到升降舵偏度指令δz(t)<mrow><msub><mi>δ</mi><mi>z</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><mi>θ</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>θ</mi><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>-</mo><msub><mi>θ</mi><mi>g</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow><mo>)</mo></mrow><mo>+</mo><msub><mi>K</mi><msub><mi>ω</mi><mi>z</mi></msub></msub><msub><mi>ω</mi><mi>z</mi></msub><mrow><mo>(</mo><mi>t</mi><mo>)</mo></mrow></mrow>δz(t)作為升降舵回路的輸入，通過(guò)控制升降舵偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的拉平控制。F2009102378521C0000016.tif2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，其特征在于，步驟二中所述的俯仰角速率開(kāi)環(huán)修正量"zgSMi依據(jù)飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行初步選取，最終利用無(wú)人機(jī)全量數(shù)學(xué)模型驗(yàn)證后確定。全文摘要本發(fā)明公開(kāi)了一種無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制方法，采用開(kāi)環(huán)修正與閉環(huán)反饋控制相結(jié)合的控制方案，通過(guò)得到升降速度期望值vyg(t)、升降加速度期望值ayg(t)、期望的俯仰角θg(t)、升降舵偏度指令δz(t)，來(lái)實(shí)現(xiàn)控制回路中的各個(gè)控制環(huán)節(jié)，尤其引入了升降速度開(kāi)環(huán)積分修正量vygSemi，減小了實(shí)際飛機(jī)接地時(shí)的升降速度與期望值的偏差。修正量物理意義明確，易于實(shí)現(xiàn)，工程應(yīng)用性強(qiáng)，適用于有高精度要求的無(wú)人機(jī)自動(dòng)著陸拉平控制，有效提高著陸安全性。文檔編號(hào)G05D1/00GK101718994SQ20091023785公開(kāi)日2010年6月2日申請(qǐng)日期2009年11月12日優(yōu)先權(quán)日2009年11月12日發(fā)明者官漢增,方曉星,王養(yǎng)柱,王金提,田峰,田波申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)