基于坐標系動態(tài)變化的無人機著艦引導(dǎo)算法

鄭峰嬰，龔華軍，甄子洋

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基于坐標系動態(tài)變化的無人機著艦引導(dǎo)算法

鄭峰嬰1，龔華軍2，甄子洋2

(1. 南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院，江蘇 南京，210016；2. 南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京，210016)

針對無人機著艦區(qū)域動態(tài)變化，難以精確預(yù)估的問題，設(shè)計一種基于新坐標體系動態(tài)變化的自動著艦引導(dǎo)算法。在捕獲階段，新坐標系隨無人機空間位置的變化而動態(tài)變化；在跟蹤階段，新坐標系隨回收著艦區(qū)域的變化而動態(tài)變化，計算無人機在新坐標系下的速度和位置誤差，經(jīng)軌跡控制器修正誤差，實現(xiàn)無人機的精確引導(dǎo)。以現(xiàn)役某型艦載無人機為對象，搭建綜合仿真平臺，設(shè)計飛行控制系統(tǒng)，優(yōu)化軌跡控制器參數(shù)，加入艦尾流和導(dǎo)航誤差，完成引導(dǎo)性能的驗證與評估。研究結(jié)果表明：該自動著艦系統(tǒng)能引導(dǎo)無人機實現(xiàn)較精確地撞網(wǎng)著艦回收，著艦性能符合要求。

無人機；自動著艦；引導(dǎo)算法；飛行控制；軌跡引導(dǎo)

由于艦載無人機在未來海戰(zhàn)中的廣闊應(yīng)用前景，各海軍強國已將其列為面向未來大中型艦艇的重要裝備之一。目前，大多數(shù)艦載無人機從起飛到降落的整個飛行階段均通過遙控設(shè)備來保證穩(wěn)定性和可控性。隨著科技的不斷發(fā)展，海軍強國要求艦載無人機能夠進行自主/自動起飛、降落，因此，對無人機自動著艦系統(tǒng)的研究顯得尤其重要，其關(guān)鍵技術(shù)是引導(dǎo)無人機使其精確著艦回收[1?2]。由于技術(shù)不公開，國內(nèi)外在這一方面公開報道的研究成果較少，且大多為以有人駕駛的艦載機為模型進行自動著艦技術(shù)領(lǐng)域的研究[3?5]。就無人機引導(dǎo)技術(shù)而言，典型的陸基無人機進場著陸時，通常針對目標著陸區(qū)設(shè)定最優(yōu)軌跡，然后設(shè)計控制器精確跟蹤該軌跡。例如，HORN等[6]采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)目標函數(shù)優(yōu)化法設(shè)計無人機飛行軌跡，以提高運算速度，實現(xiàn)單一或編隊無人機軌跡優(yōu)化；CHAMSEDDINE等[7]針對飛行包線及控制限制的問題，給出一種簡單有效的軌跡規(guī)劃及重新規(guī)劃策略，避免復(fù)雜的優(yōu)化問題；SIKHA等[8]為快速實現(xiàn)無人機軌跡跟蹤，采用三維空間幾何算法設(shè)計飛行軌跡，并通過PID控制器實現(xiàn)軌跡精確跟蹤；ZHANG等[9]針對某固定翼無人機軌跡控制系統(tǒng)，提出一種非線性軌跡跟蹤方法實現(xiàn)運動特性確定的目標區(qū)域跟蹤。然而，艦基無人機和陸基無人機的降落環(huán)境完全不同，實際著艦情況也完全不同。由于受海浪運動的影響，深海的艦船振蕩會導(dǎo)致理想著艦區(qū)域產(chǎn)生周期性位移，成為動態(tài)目標，如果最終的著艦區(qū)域沒有足夠的時間提前預(yù)測，那么，在最后階段無法設(shè)計出最佳的飛行路線。在航母?艦載機著艦系統(tǒng)中，主要采用常規(guī)的經(jīng)典引導(dǎo)算法，例如，KHANTSIS[10]在無人機軌跡控制環(huán)節(jié)，采用比例引導(dǎo)法，試圖優(yōu)化引導(dǎo)策略及參數(shù)，實現(xiàn)著艦引導(dǎo)；STORVIK[11]根據(jù)無人直升機與艦船的位置信息，采用直接視線法，實現(xiàn)艦載無人直升機自主定點返航；鄭峰嬰等[12]提出側(cè)偏消除法以抑制側(cè)風(fēng)運動對著艦性能的影響。隨著計算機技術(shù)和現(xiàn)代控制理論、非線性控制理論的發(fā)展，最優(yōu)控制、自適應(yīng)控制、動態(tài)逆控制等先進控制方法也應(yīng)用到了著艦中；BANNETT[13]為了提高設(shè)計效率與控制精度，將最優(yōu)控制方法應(yīng)用于F?8C的自動著艦縱側(cè)向軌跡控制系統(tǒng)設(shè)計，解決了傳統(tǒng)方法中高度控制和自動油門視為獨立通道而分開設(shè)計的不足之處，提供了一種多變量控制器的設(shè)計方法；袁鎖中等[14]用控制方法設(shè)計艦載飛機自動著艦導(dǎo)引系統(tǒng)，有效地提高了導(dǎo)引系統(tǒng)著艦軌跡跟蹤精度及抗氣流擾動的能力；朱齊丹 等[15?16]針對著艦過程中的艦載機非線性運動模型，提出了一種基于非線性動態(tài)逆的滑模控制方法，解決艦載機精確控制飛行軌跡的問題。然而這些方法都受限于目標區(qū)域的動態(tài)變化，如果動態(tài)變化預(yù)測不準確，引導(dǎo)性能將顯著下降。此外，為了提高著艦性能，往往在控制器中加甲板補償器，以補償理想著艦區(qū)域動態(tài)變化引起的著艦偏差，這樣會增加控制系統(tǒng)的復(fù)雜性。楊一棟[17]針對無人機著艦回收系統(tǒng)，將無人機著艦的過程分為捕獲和跟蹤2個階段，提出一種基于軌跡誤差消除的無人機著艦引導(dǎo)方法。但該方法并沒有考慮算法的局限性，也沒有考慮甲板運動引起的著艦動態(tài)區(qū)域變化對引導(dǎo)算法的影響。本文作者在此基礎(chǔ)上，針對無人機著艦?zāi)繕伺c下滑軌跡動態(tài)變化的問題，提出基于坐標系動態(tài)變化的無人機自動著艦引導(dǎo)算法。定義新的坐標體系{}捕獲階段，{}隨無人機位置變化而變化。在跟蹤階段，{}隨理想著艦點的變化而變化，計算無人機在該{}坐標系下的速度和位置誤差，可解決捕獲和跟蹤階段速度矢量偏差、算法發(fā)散等問題，實現(xiàn)飛機下滑軌跡與艦運動同步。與傳統(tǒng)的方法相比，一方面，它不需要提前動態(tài)規(guī)劃飛行軌跡曲線，引導(dǎo)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)較簡單，算法易實現(xiàn)，系統(tǒng)可靠性提高；另一方面，可避免在控制器中加甲板補償器[18]，降低控制系統(tǒng)的復(fù)雜性。

1 無人機自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)

定義地面坐標軸{}，其原點為，固定在地面某一點，軸在水平面指向正東，軸指向正北，軸垂直正交和，其指向按照右手定則確定。

研究中假定無人機著艦回收方式為撞網(wǎng)回收，可任意選定無人機初始位置及初始速度方向，引導(dǎo)艦載無人機至指定著艦點的過程分為捕獲和跟蹤2個 階段。

在捕獲階段，指引艦載機從任一飛行狀態(tài)至某固定點，定義為捕獲點，如圖1中0點。假定航母直線航行，uav為無人機飛行速度，land為著艦點前進速度，在捕獲階段因距艦較遠，只考慮導(dǎo)航誤差，不考慮航母運動、艦尾流對飛行軌跡的影響。在跟蹤階段，控制飛機速度和位置方向，使其對準理想著艦點。在接近航母時，必須考慮由于海浪運動引起的理想著艦點的變化，以及艦尾氣流擾動對無人機著艦的影響。

圖1 無人機自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)示意圖

無人機自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)配置如圖2所示，包含艦載無人機動力學(xué)和運動學(xué)、飛控系統(tǒng)、自動著艦引導(dǎo)算法、軌跡控制器(引導(dǎo)律計算)等環(huán)節(jié)。其中uav0和uav0分別為初始時刻速度和位置矢量；Δ和Δ為無人機速度和位置矢量變化量；Δc為縱向通道的俯仰控制期望值；為橫側(cè)向通道的滾轉(zhuǎn)控制期望值；和分別為飛控系統(tǒng)輸出的升降舵和油門偏轉(zhuǎn)量；和分別為副翼舵和方向舵偏轉(zhuǎn)量；，，和為經(jīng)作動器后輸出的舵面偏轉(zhuǎn)量；s為航母運動引起的理想著艦點位移，外界干擾包括艦尾流、導(dǎo)航誤差等影響因素。

圖2 無人機自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)配置圖

根據(jù)無人機當(dāng)前的速度信息uav和位置信息uav，由自動著艦引導(dǎo)算法計算其速度誤差err和位置誤差err。將誤差信號引入軌跡控制器，通過引導(dǎo)律計算，給出控制指令和，飛控系統(tǒng)接收該指令后，操縱飛機不斷修正姿態(tài)和航跡，最終消除位置和速度偏差，引導(dǎo)無人機沿理想軌跡著艦。

2 自動著艦引導(dǎo)算法設(shè)計

2.1 捕獲點0位置計算

0點的幾何位置如圖3所示，計算0時，首先確認無海浪運動影響時，著艦時刻回收網(wǎng)的中心位置t和方向。令回收網(wǎng)主對角線的點為1和2，回收網(wǎng)中點位置為t，矢量表示回收網(wǎng)的垂直方向，見圖3，假定著艦過程中不變，回收網(wǎng)的法向矢量只在平面內(nèi)移動。

回收網(wǎng)中點的位置t可表示為

主對角線方向為

由此，可確定回收網(wǎng)在三維空間的位置和方向。根據(jù)回收網(wǎng)位置和方向計算0，當(dāng)回收網(wǎng)的法向矢量指向軸，可得0為

式中：為0t與水平面的夾角；為0t長度。

圖3 捕獲階段示意圖

2.2 捕獲和跟蹤階段的引導(dǎo)算法

在進場捕獲階段，令無人機在飛行過程中重心的位置矢量為uav，0到無人機重心位置的距離為：，定義新的坐標體系{}，原點為無人機重心位置uav，以單位矢量，和表示，新坐標系{}根據(jù)無人機的位置變化而動態(tài)變化，如圖3所示。

表示UAV的重心指向0點，其表達式為

定義為

式中：x和y為在地理坐標系軸和軸上的分量，由右手法則得

進場時，若無人機按指令速度c飛行，期望引導(dǎo)艦載無人機，使其速度方向?qū)省Ｈ绱耍蓪o人機捕獲到0點，計算無人機在{}坐標下的速度誤差和位置誤差，以產(chǎn)生正確的控制信號。

無人機在{}坐標系下的速度誤差為

式中：c為指令速度；vc為軸上長度與c一致 的量。

由此，可得{}坐標系下的速度誤差e為

當(dāng)無人機速度方向?qū)剩野粗噶钏俣萩飛行時，速度誤差為0。

在跟蹤階段，{}坐標體系中的矢量定義為0點指向回收網(wǎng)中點，在著艦的最后階段必須考慮航母運動引起回收網(wǎng)中點的隨機正弦位移s，假定著艦時飛機速度為a=25 m/s，在著艦前約12.5 s加入s，因此，的表達式為：

式中：為飛機與理想著艦點的距離。在最后著艦階段，隨著理想著艦點的位置變化而變化，令

則得

和的獲取方法與先前描述的一致。在跟蹤階段，指引無人機從0點飛行至理想著艦點位置m。

式中：0為捕獲點位置，0≤≤。

0可表示為

定義了理想的慣性軌跡后，UAV位置誤差e()為

計算使位置誤差為最小的參數(shù)，即

上述問題可以表示為

將式(16)代入式(19)，得

由此可得

將式(22)代入式(17)，可得{}坐標系下的位置誤差e()為

由此，可得{}坐標系下的位置誤差為

經(jīng)計算得

同理，可得{}坐標系下的速度誤差為

2.3 引導(dǎo)算法調(diào)整

在研究中發(fā)現(xiàn)，實際引導(dǎo)算法的運行過程中需要解決3個問題。

2.3.1 捕獲階段穩(wěn)態(tài)時存在速度矢量與相反的情況

由此，在控制系統(tǒng)(包括引導(dǎo)律和飛控律)作用下，捕獲階段的引導(dǎo)算法中存在2種情況：1) 無人機按指令速度c飛行，且速度方向uav對準，uav和的夾角為0°；這是所期望的飛行軌跡，如圖4(a)所示；2) 存在完全相反的一種情況，無人機按指令速度c飛行，但無人機速度方向與夾角為180°，如圖4(b)所示，這是引導(dǎo)算法中需要避免的。為解決這一問題，需將uav和的夾角也作為誤差信號引入控制系統(tǒng)，穩(wěn)態(tài)時令其夾角為0°。