用于無人機精確著艦的翼傘歸航控制方法

王帝 滕海山 吳世通

（北京空間機電研究所，北京 100094）

用于無人機精確著艦的翼傘歸航控制方法

王帝 滕海山 吳世通

（北京空間機電研究所，北京 100094）

艦載無人機是未來的發展趨勢，無人機如何能夠精確安全著陸在小型艦船是亟需解決的關鍵技術。文章介紹了一種采用可控翼傘實現無人機精確著艦的回收方法，在傳統的翼傘分段式歸航控制方法的基礎上，設計了一種帶末段修正的改進型歸航控制方法，有效提高了翼傘歸航精度；再結合受控動目標協作控制方法，實現翼傘載無人機的精確著艦。文章建立了歸航控制航跡規劃模型，通過MATLAB軟件進行了仿真分析，驗證了控制方法的可行性，并與傳統的分段歸航控制方法進行比較，證明了該方法可顯著提高著陸精度。

翼傘 無人機 分段歸航 動目標 航跡規劃 著艦回收

0 引言

自從20世紀80年代末，美國海軍率先將無人機搬上“依阿華號”戰列艦，用于偵察、目標指示、校正彈道等作戰任務[1-2]。在1991年的海灣戰爭中，“威斯康星號”和“密蘇里號”戰列艦憑借艦載無人機的杰出性能，給伊軍以沉重打擊。隨著無人機技術的飛速發展，在不久的將來，艦載無人機必將成為水面艦艇的重要裝備。在無人機執行任務過程中，回收過程是一個非常重要且容易出現故障的階段。有資料表明，無人機回收過程的故障數占無人機整個執行任務故障數的 80%以上[3]。因此，對艦載無人機回收的研究非常必要。

目前，艦載無人機的回收方式可歸納為輪式著陸、撞網回收、傘降回收、天鉤回收、繩鉤回收等類型，其中輪式著陸、撞網回收和傘降回收是比較常用的回收方式。輪式著陸有豐富的可用經驗，但是需要較大甲板；撞網回收無需較大甲板，但是需要在尾部展開攔截網；普通傘降回收較為平穩，但是落點位置精度較低，難以安全準確地降落在艦船甲板上，多采用在水面上降落，落水后會對無人機及其內部設備造成不良影響。如果能夠有效地提高傘降回收的落點精度，該回收方式將成為艦載無人機精確著艦的主要方法。由此可見，無人機如何精確安全著陸在小型艦船上是目前需要解決的關鍵問題[2-3]。

近年來提出了采用翼傘實現無人機精確回收的方法，該方法可以有效降低無人機的著陸速度，提高著落精度，使無人機安全降落在艦船上。美國海軍某研制團隊從2009年起，使用高性能翼傘和GPS定位系統，攜帶負載，將落點精度從最初的100m逐步減小到25m，并計劃誤差達到10～15m范圍內后投入使用[4-6]。

傳統的翼傘分段歸航方式一般分為飛向目標、盤旋削高、逆風對準、雀降著陸這幾個階段[7-10]。這種歸航方式，在盤旋削高段繞目標點盤旋，當高度低于某一數值時，進入逆風對準階段，并開始尋找逆風方向，準備雀降，即從逆風對準階段起，便不再瞄準目標點的位置，所以該方法很難達到較高的著陸精度。

本文提出一種用于艦載傘翼無人機的落艦控制方法，在傳統分段歸航的基礎上進行了改進，將盤旋削高的盤旋圓設定為切向盤旋，并增加了末段修正環節。另外，針對風浪對艦船和風對翼傘系統的影響，提出采用可控合作動目標的控制方法，實現翼傘帶無人機的精確著艦。

1 無人機—翼傘歸航控制方案設計

無人機著落于普通的艦船需要解決三方面的問題：一是著艦需要定點著陸精度控制在10m以下的量級，這對于翼傘控制系統是一個重大的技術挑戰；二是艦船在海洋上，受到風浪的影響，其水平和垂直位置都會發生隨機變化[7]，著陸點成為一個移動的目標，精確追蹤困難；三是風對翼傘系統的影響，由于翼傘降低了無人機的飛行速度，使得其飛行速度與風速成為同一個量級（10～20m/s），大大增加了控制的難度。

為實現翼傘無人機系統的精確著艦，需要綜合考慮無人機、艦船的位置和運動情況，并綜合考慮氣象環境的影響。無人機—翼傘飛行分為以下5個階段，著艦過程如圖1所示。

1）無人機根據艦船位置信息和風場信息確定開傘區域；

2）無人機飛到開傘區域范圍內，完成翼傘開傘并達到系統穩定；

3）無人機根據艦船位置信息和氣象風場信息，確定歸航控制方案；

4）翼傘—無人機按設定程序飛行，期間與艦船實時通訊運動信息交互，艦船接收無人機飛行信息及實時落點變化情況，并實時向預報落點靠近；

5）最后階段，艦船運動方向與翼傘—無人機系統運動同向，兩者速度盡量接近。著陸前，翼傘后緣雙拉降低垂直速度，無人機著艦。

本文主要針對無人機開傘穩定之后至最終降落到艦船上（即上述的3～5階段）過程進行方案設計和仿真分析。

2 靜目標歸航方案

首先考慮將艦船視為一個靜止的目標點，在這種情況下實現高精度歸航后，在此基礎上將靜止目標參數化為動目標，模擬在艦船上著陸。

參考傳統分段歸航的分段方法，將歸航著陸過程分為四個階段：歸航接近段、盤旋削高段、盤旋調整段和著艦段。航跡規劃的俯視圖如圖2所示。

航跡規劃的過程：

1）歸航接近段。翼傘從開傘穩定點A徑向歸航至P1點上方，經過計算得到軌跡至P2點上方，再到P3點上方進入下一階段，分別為圖2中的I、II、III階段。

2）盤旋削高段。翼傘從第一次到達 P3點豎直上方開始，以固定單邊下拉量盤旋削高，反復進行，且每次經過P3點豎直上方記錄高度，當翼傘某次盤旋到達 P3點豎直上方的高度低于某一設定高度時，進入下一階段，即為圖2中的IV階段。

3）盤旋調整段。當翼傘某次到達 P3點豎直上方的高度低于某一設定高度時，進入盤旋調整段，該階段是為了末段能夠達到合適的飛出高度，根據滑翔比得出該段所需半徑，再盤旋至P3點時進入下一階段，該階段為圖2中的V階段。

4）著艦段。當翼傘最后一次過P3點時沿此時盤旋圓切線飛出，采用徑向歸航方式飛向最終目標點，該階段為圖2中的VI階段。

此過程中假定翼傘的滑翔比恒定為 λ= L/ z （式中，L為翼傘水平方向移動距離；z為豎直方向降落高度），艦船上的最終目標點坐標為(0,0,0)，著艦段飛出點P3的高度為h0，P3點坐標為 (λ h0,0,h0)，根據開傘穩定點A (x0,y0,z0)的位置，選定P1點坐標 (x1, y1,0)，計算得到P2點坐標。

下面對各階段的飛行航跡進行建模分析。

2.1 歸航接近段

翼傘由開傘穩定點 A (x0,y0,z0)至 P1(x1, y1,0)點上方采用徑向歸航方法，如圖3所示。圖中，B(x, y, z)為翼傘的位置坐標； ve為當前對地速度在水平面上的分量； vx和 vy為 ve在水平面上在x軸和y軸上的兩個分量；ε為速度方向與P1點方向在水平面上的夾角。

該過程采用比例控制，對于在B點處所需的下拉量具體計算公式如下：

式中 lΔ為單邊下拉量；maxlΔ 為單邊最大下拉量；x1和y1取自P1點坐標。

當翼傘位置坐標(x,y,z)與P1點的水平方向距離小于某定值0σ，視作到達該P1點，并重新記錄該點為P1點的坐標以便后續計算的準確性

當翼傘進入到P1點范圍內時，視作進入II階段，該階段由P1過渡到P2點，采用固定單邊下拉量的方式，即首先對P1點的速度方向作出判斷，相繼求出至P2點所需圓弧的半徑，并確定P2點水平坐標。此段目的是要修正翼傘的速度方向及位置，使其更容易在到達P3點時的速度方向與風向相反。調整半徑示意見圖4。圖中，r為從P1點到P2點所需的轉彎半徑；r0為從P2點到P3點所需的轉彎半徑。

求解r和r0的具體計算公式如下：

式中 σ是ve與x軸方向的夾角；0hλ 取自P3(x3,y3,z3)點坐標。

解得：

通過所求出的r0，進一步可求出P2點在水平方向的坐標P2(λ h0+ r0, r0,0)。

對于所用模型的轉彎半徑與單邊下拉量的關系如表1所示。

表1 轉彎半徑與單邊下拉量比例的關系Tab.1 The relationship between the radius of turning circle and elongation

轉彎半徑的倒數與單邊下拉量近似成正比關系：

根據表1擬合出的對應關系，代入由式（4）所求出的r，并由此求出此段所需下拉量 lΔ。

同理，當翼傘的位置坐標(,,)x y z與P2點的水平方向距離小于某定值0ε，視作到達該P2點，并重新記錄該點為P2點的坐標以便后續計算的準確性。

當翼傘進入到P2點范圍內時，視作進入III階段，該階段是由第二個過渡點P2到第三個過渡點P3點，因為在P2點速度為垂直于風速，P3點的速度需要與風速反向，需轉過90°，依然采用固定下拉量的方式使翼傘軌跡為一個1/4圓弧，由式（4）所求出的r0即為該過程的轉彎半徑。根據半徑與下拉量的對應關系可以求出該段的單邊下拉量。

在當翼傘的位置坐標(,,)x y z與P3點的水平方向距離小于某定值0ε，視作到達該P3點，并重新記錄該點為P3點的坐標以便后續計算的準確性。

2.2 盤旋削高段

當翼傘到達 P3點時，視作進入盤旋削高段，該階段是在P3點處切向盤旋削高，以某固定單邊下拉量 Δl0使翼傘在每次到達P3點的速度方向都一致，即翼傘速度與風向相反，為了提高最后落點的準確性，每次到達 P3點范圍內時，需重新計算與初始P3點在位置上的差距，并對 Δl0做修正。比如到達范圍內的點在預定軌跡圓外時，需增加 Δl0，反之減小。

2.3 盤旋調整段

在盤旋削高段，每次翼傘到達 P3點范圍內時，需記錄當前高度，并對該高度進行檢測，若高度已降到 h ≤ k ×h0（k為盤旋調整系數，為一設定常數），則盤旋調整段（見圖5）為翼傘在P3點處繞行的最后一圈，并在再次到達P3點時速度方向依舊，所下降高度與水平方向距離的關系如式（8）。

本文采用SBS改性瀝青，瀝青各項指標均滿足規范要求。本文以五種力學性質差別較大的集料為研究對象。五種集料分別為酸性的閃長巖[3]、堿性的石灰巖和中性的玄武巖[4]，測試了集料的輪廓偏斜度[5]，如表1所示。

式中 h為此時的高度；0R為該段水平方向上盤旋圓的半徑，代入求解出該階段所對應的 lΔ； hΔ 為該階段的降落高度。

2.4 著艦段

在盤旋調整段，當翼傘再次到達P3點時，則進入最后的著艦段，該階段翼傘沿P3點切向飛出，最終將著陸至目標點O處，此時采取式（1）的徑向歸航方式，由翼傘系統根據目標點的微小偏差來控制。

由于在艦船上著陸，對翼傘在最終時刻的速度方向有嚴格要求，相比于傳統的翼傘分段歸航方案，該方案是一個全過程的控制方案，過程中不會失去目標點，能夠達到末段速度方向的要求。

3 動目標歸航方案

由于實際艦船為動目標，可將原始落點O(0,0,0)參數化為最終落點O'(0 +Δ x,0 +Δ y, 0 +Δ z)，Δ x, Δ y, Δz分別為水平方向和高度方向上的位置變化。

以渤海為例，其他參數估計為，在海洋中，艦船在非機動狀態下，隨洋流作牽連運動，洋流流速為vs=0.5～1m/s，假設洋流流速在該范圍內，同時艦船還受海面風影響，風力級別與風速以及對海浪高度的影響對應關系見表2。

表2 風力風速浪高對應關系Tab.2 The relationship among wind power′ speed and wave height

綜合考慮風速和海況的影響，要求著陸風力在4級及以下較為合理，即風速范圍為6m/s以內，浪高范圍在±1m以內。艦船在水平方向上的運動主要由洋流流速影響，在高度方向上的變化受浪高影響。

考慮到艦船會沿著洋流的方向做牽連運動，針對著陸末段的艦速、傘速、風速和水速進行估計與分析，得出結論，逆風著陸對艦船航速的要求較低，所以應選擇逆風著陸。

依據靜目標歸航的方案進行改進，運動過程中翼傘系統的坐標為 A(x, y, z)，目標點坐標為O'(0 +Δ x,0 +Δy , 0 +Δz )，做差得到相對坐標A'(x -Δ x, y -Δy , z -Δ z)。同理，套入上一章所提出的靜目標歸航的方法。航跡俯視圖如圖6所示。

這個過程中需要實時采集無人機和艦船的位置坐標，求出相對坐標，代入第2章中的各步驟，以及通過無人機采集空中的風速風向等數據以便更精準地計算，根據當前高度和實時的落點預估最終落點。

式中 vz為翼傘穩定下降時的豎直方向速度； vb為艦船隨著海風和洋流運動的對地速度；s為艦船最終會行駛的位移；t為預估剩余降落時間。

修正該點坐標，艦船坐標疊加s即為最終艦船目標點坐標，通過實時計算來修正該點。

在著陸末段，艦船與翼傘系統同方向運動，可以使艦船加速運動，并操縱翼傘做減速運動，使無人機與艦船的相對速度最小，確保安全著艦。

4 仿真分析

4.1 模型參數的選定

根據所提出的方法利用 MATLAB/Simulink軟件模塊搭建仿真模型，采用六自由度模塊進行動力學計算。依據方案將整個歸航控制模塊分為階段判斷模塊、攻角側滑角計算模塊、控制量計算模塊、力和力矩計算模塊等。

根據國內某型號的實驗數據，仿真參數的選取如表3所示。

表3 仿真參數的選取Tab.3 The selection of simulation parameters

對無風、靜目標的情況進行了仿真計算，同時假定傘繩下拉的響應足夠迅速，可以忽略不計，仿真結果如下。

4.2 靜目標仿真結果及分析

為了比較靜目標歸航控制方案與傳統分段歸航控制方案在落點精度上的差距，針對上述仿真模型，分別采用兩種控制方案進行仿真。首先采用傳統的分段歸航控制方案，仿真得到的出整體航跡和俯視圖如圖7所示。

最終落點坐標為（- 1 66,- 171,0），距落點的直線距離為 238m，若采用本文所提出的靜目標歸航控制方案，仿真得到整體航跡和俯視圖如圖8所示。

根據該仿真結果可以看出，落點坐標為(- 64,55,0)，與預期目標點(0,0,0)距離為 84m，仍有一定誤差，于是考慮在盤旋調整段對下拉量進行自主修正，得到修正后的仿真圖如圖9所示。

在對盤旋調整段進行矯正后，最終落點坐標為(-3 9,8,0)，距目標點直線距離為40m。

4.3 動目標仿真結果及分析

考慮到艦船為可控的動目標，在最后的著艦段，協同機動可以有效消除沿艦船方向上的誤差，可以實現精確著艦。同樣采用表4中的仿真參數，并在翼傘進入著艦段時，令艦船開始沿x軸負方向（即翼傘運動同向）以一固定速度開始運行。仿真得到的出整體航跡和俯視圖如圖10所示，著艦區域如圖11所示。

根據該仿真結果顯示，在著艦段對艦船協同機動，最終落點坐標為(-7 7,-2 ,0)，此時艦船所到達的目標點為(- 78,0,0)，兩點直線距離為2.3m。

對于上述傳統歸航控制方案、靜目標歸航控制方案、校正后的靜目標歸航控制方案以及動目標歸航控制方案的四個算例中，傘繩下拉量隨時間變化的示意圖如圖12所示。

從圖12可以看出，對于的傳統歸航方案，在盤旋削高階段傘繩下拉量基本恒定，而本文所提出的歸航方案在盤旋削高階段可以根據當時的飛行軌跡調整下拉量，進而改變轉彎半徑為最終精確著艦做好準備。對于圖12（b）和圖12（c）可以看出，主要區別在于盤旋調整段的下拉量及時長，修正后，該階段的轉彎半徑變大，以提高著艦精度。對于圖 12（d）最終著艦段的下拉量更趨于零，說明末端不需較大的轉彎，即更穩定。

不同歸航方法落點偏差對比見表4。

表4 不同方案的落點坐標Tab.4 Falling point coordinates of different methods

對上述仿真結果進行對比分析，可以得出：

1）靜目標歸航控制方案能夠將落點精度從238m提高到100m以內，但仍和預期目標有一定差距，于是考慮在盤旋調整段對下拉量進行修正，矯正方法為在翼傘運動過程中時刻檢驗當前的轉彎半徑與預期轉彎半徑的差值，并對當前半徑進行修正以達到預期轉彎半徑。

2）矯正后的歸航控制方案可將落點精度提高到 50m范圍內。若在著陸末段結合傳統歸航方案的雀降方法，可達到最小誤差。

3）將艦船作為可控的動目標，在翼傘的著陸末段協同控制，可以有效地將落點誤差控制到5m以內，實現精確著艦。

5 結束語

本文以無人機—翼傘系統著艦為背景，通過分析著艦時的精度需求，對傳統的分段歸航控制方案進行分析，提出了一種改進的靜目標歸航控制方案，對方案中各階段進行了闡述和目的介紹，對不同的方案分別進行了仿真計算，并根據仿真結果對方案進行修正。仿真結果表明：本文所提出的靜目標歸航控制方案，能夠控制著陸末段的速度方向，以達到著艦要求，同時可以有效地提高著陸精度，從而實現無人機精確著艦。

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Homing Method of Controllable Parafoil for Landing of UAV on Deck

WANG Di TENG Haishan WU Shitong
（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

Carrier unmanned aerial vehicle (UAV) is a development trend in the future. Now how the UAV accurately and safely landing on a small ship is a key technology needed to be solved. This paper introduces a kind of method which UAV can accurately land on a small ship with a controllable parafoil. Based on the traditional multiphase homingmethod, it designs an improved control method with independent correction during the last phase, improving the accuracy effectively. Cooperated with the controllable moving target, parafoil with UAV can land on deck accurately. The paper builds a homing control pathplanning model, it carries out the simulation and analysis with MATLAB, and verifies the feasibility of this method. Comparing with the traditional homing method, this method can significantly improve the landing accuracy.

parafoil; unmanned aerial vehicle (UAV); multiphase homing; moving target; path planning; landing on deck

V445

A

1009-8518(2017)03-0043-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.03.005

王帝，男，1991年生，2014年獲天津大學自動化專業學士學位，現在中國空間技術研究院攻讀碩士學位。研究方向為航天器返回與著陸。E-mail： wangdi9112@163.com。

（編輯：陳艷霞）

2017-03-29