無人機縱向著艦下滑軌跡控制技術研究

，， ，

(1.西北工業大學自動化學院, 陜西 西安 710072；2.空軍試飛局, 陜西 西安 710089)

0 引言

隨著無人機用途的不斷擴展，無人機已經作為有效的載體在各行各業發揮著越來越大的作用，有大量無人機進行海上巡邏作業；但是，在海上作業帶來方便的同時，也帶來了新的問題——無人機的安全起飛和降落，其中以著艦過程影響因素最多、危險性最強、事故率最高[1-3]。無人機的著艦過程采用全自動著艦，著艦系統計算出精確的引導指令，并將指令信息耦合至自動飛行控制系統。自動飛行控制系統根據輸入指令和環境變化不斷調整無人機的姿態和航跡，確保無人機跟蹤理想下滑軌跡著艦。無人機要通過自動著艦控制系統準確地降落在航空母艦甲板的阻攔區域內，必須對下滑軌跡進行精確控制。Denison[4]等人在不同的環境下對實際艦載機著艦進行了試飛實驗；Jovan[5]等人提出了一種新的無人機自動著艦系統；James[6]引入了直接力控制進行著艦導引；岳柳明[7]應用三種方式對F/A-18A飛機設計了自動著艦控制器。總結上述研究成果，為了有效抑制氣流干擾以及提高著艦導引動態跟蹤精度，在自動著艦系統的基礎上，大都采用動力補償系統和直接力控制系統。直接力控制可以改善飛機的性能和操縱品質，可以在著艦過程中不降低飛行速度的情況下精確控制無人機的著艦下滑軌跡。

1 問題提出

1.1 飛機模型

根據無人機的特點以及著艦環境模型，可將受擾情況下無人機縱向著艦系統模型表示成如下形式：

(1)

x=[v,α,q,θ]T為可觀測的艦載機的狀態量；B,C為已系統的輸入、輸出矩陣；A∈R4×4為艦載機系統矩陣；w∈R是未知輸入增益；θ(t)∈R2×4為未知時變參數向量；δ(t)∈R2×1是時變干擾；y(t)∈R為系統輸出；u=[δe,δT]為控制信號。

根據對推力矢量偏角的定義，任意一個發動機推力δT，在機體坐標系中3個軸向的分量可以用如下的方式表示：

(2)

i=l，r，分別表示左、右發動機；Ti表示矢量噴管未偏轉時發動機的凈推力；Cfgi表示發動機的推力系數。

通過將推力進行三軸分解形成推力矢量，應用推力矢量和常規操縱面完成直接力操縱面的組合。

1.2 直接力控制

直接力控制是指飛機通過操縱控制面直接產生按照愿望改變軌跡的力，它是飛機操縱方法的擴展。直接力控制則是直接地只對作用于飛機的力產生影響，因此可以消除力和力矩的耦合。這樣消除了軌跡運動和姿態運動的耦合，因此減小了從操縱到軌跡改變的時間滯后。直接升力控制是為了控制飛機在縱向平面內的運動，為了控制在預定的飛行軌跡上的高度偏差而采用的一種主動控制技術，在保證在較高控制精度下快速完成軌跡控制。飛機縱向直接升力模態變化軌跡如圖1所示，由迎角產生的升力保持不變，促使航跡變化所需要的升力增量完全由操縱面組合所產生的直接升力來提供，因此稱為直接升力模態，這種模式特別適合于在特殊情況下對飛行軌跡的精確控制。

圖1 保持迎角不變的直接升力模態

2 基于直接力的下滑軌跡控制

2.1 下滑軌跡設計

對于無人機縱向著艦下滑軌跡的控制問題，下滑軌跡的結構設計與控制變量的選擇非常重要，考慮到無人機的結構特點，結合艦載機著艦過程中直接力下滑模態的特點與相關要求，設計下滑軌跡下滑結構如圖2所示。

圖2 直接力自主著艦下滑軌跡形式

2.2 下滑控制律設計

針對于航跡控制，縱向自動著艦制導律采用常規的PIDD(比例、積分、微分、二次微分)的形式，此時自動駕駛儀所獲得的指令為：

(3)

圖3 直接升力控制律結構框圖

3 仿真分析

為了驗證直接升力下滑模態的控制效果，設定無人機初始高度為H0=300 m，速度為v=50 m/s，航母甲板高度為Hcarrier=50 m，將上述條件帶入進行仿真，直接升力下的狀態響應如圖4和圖5所示。

圖4 迎角響應曲線

圖5 姿態角響應曲線

4 結束語

結合艦載機著艦過程中直接力下滑模態的特點和要求，詳細設計無人機著艦下滑軌跡控制算法，應用縱向直接力模態進行著艦軌跡控制仿真設計，保持艦載機在著艦過程中由迎角產生的升力不變，而直接由操縱面的組合來形成直接升力，從而使得在保持迎角不變的情況下保證航跡的精確控制，為艦載機著艦或者復飛提供了基本條件。仿真結果表明，設計的方法能夠快速跟蹤著艦航跡，滿足艦載機著艦的設計要求。直接力技術的應用大大提高了無人機著艦能力和著艦軌跡精度，對提高艦載機自動著艦控制系統性能具有理論研究意義和工程實用價值。本文的研究為使用直接力技術的著艦軌跡控制提供了技術參考。在后續艦載機著艦的研究中應該考慮各種海況和艦載機運動對著艦控制的影響，從而盡可能模擬實際的著艦系統要求，進行進更加詳細的仿真分析，使得應用直接力方法進行艦載機著艦控制盡快實現。