大展弦比無(wú)人機(jī)無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)控制技術(shù)

宋 輝 張 健 陳宜軍

（中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所，安徽 合肥230088）

隨著全球無(wú)人機(jī)事業(yè)的發(fā)展和無(wú)人機(jī)在軍事領(lǐng)域和民用領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，無(wú)人機(jī)的飛行安全問(wèn)題日益受到廣泛關(guān)注。其中發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車是無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中最常出現(xiàn)同時(shí)造成危害最大的特情之一，對(duì)飛行安全造成了巨大的威脅。無(wú)人機(jī)空中發(fā)動(dòng)機(jī)停車，失去動(dòng)力來(lái)源，無(wú)法爬升或維持平飛，為確保飛機(jī)安全，最佳的辦法就是空滑至最近的迫降場(chǎng)進(jìn)行無(wú)動(dòng)力迫降。

本文研究對(duì)象為大展弦比無(wú)人機(jī)，大展弦比無(wú)人機(jī)具有升阻比大的特點(diǎn)，適合進(jìn)行無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)設(shè)計(jì)，但同時(shí)其飛行表速較小，受風(fēng)干擾影響大，因此設(shè)計(jì)無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)控制策略和控制律時(shí)必須考慮風(fēng)干擾的影響。相比有人機(jī)而言，無(wú)人機(jī)的發(fā)動(dòng)力停車時(shí)刻更加具有不確定性，因此設(shè)計(jì)的無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)控制策略和控制律需要對(duì)位置不敏感，只要停車時(shí)刻無(wú)人機(jī)能量充足，就可安全返場(chǎng)著陸。

本文針對(duì)大展弦比無(wú)人機(jī)停車時(shí)刻位置不確定和受風(fēng)干擾大的特點(diǎn)出發(fā)，研究了大展弦比無(wú)人機(jī)無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)的基本控制策略，設(shè)計(jì)了展弦比無(wú)人機(jī)無(wú)動(dòng)力返場(chǎng)自動(dòng)規(guī)劃返場(chǎng)軌跡的方法，提出了一種無(wú)動(dòng)力空滑能量管理控制策略和控制律。最后基于某型飛機(jī)進(jìn)行仿真，證明本文給出方法的有效性。

1 無(wú)動(dòng)力空滑軌跡設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)發(fā)生空中發(fā)動(dòng)機(jī)停車特勤后，目標(biāo)是將無(wú)人機(jī)安全引導(dǎo)至機(jī)場(chǎng)并著陸。首先應(yīng)根據(jù)無(wú)人機(jī)當(dāng)前的位置、高度、速度以及與目標(biāo)機(jī)場(chǎng)的距離，判斷無(wú)人機(jī)是否有充足能量安全返航。對(duì)于能量不足，不具備安全返航能力的情況，應(yīng)考慮就近選擇空曠無(wú)人區(qū)，進(jìn)行應(yīng)急迫降。對(duì)于具備安全返航能力的情況，可以通過(guò)設(shè)計(jì)合理的無(wú)動(dòng)力空滑軌跡，引導(dǎo)無(wú)人機(jī)安全著陸。

本文只討論無(wú)人機(jī)具備安全返航能力的情況。可將無(wú)動(dòng)力空滑軌跡規(guī)劃為返航段、盤旋調(diào)整段、著陸段三個(gè)階段。返航段的主要目的是引導(dǎo)無(wú)人機(jī)飛至機(jī)場(chǎng)跑道延長(zhǎng)線的特定點(diǎn)，同時(shí)在接近跑道延長(zhǎng)線時(shí)進(jìn)行能量管理，以保證無(wú)人機(jī)接地速度不會(huì)過(guò)大。盤旋調(diào)整段主要目的是調(diào)整無(wú)人機(jī)航向?qū)?zhǔn)跑道中心線，同時(shí)進(jìn)行必要的能量管理。著陸段的主要目的是引導(dǎo)無(wú)人機(jī)沿機(jī)場(chǎng)跑道重心線下滑，使無(wú)人機(jī)以安全的姿態(tài)和下沉率著陸于跑道。圖1 為無(wú)人機(jī)無(wú)動(dòng)力空滑軌跡示意圖。

圖1 無(wú)動(dòng)力空滑軌跡

1.1 無(wú)動(dòng)力最佳空滑比的確定

發(fā)動(dòng)機(jī)停車后，推力消失，無(wú)人機(jī)受到重力，升力和阻力的作用。不考慮航向等因素，將無(wú)動(dòng)力下滑視為二維軌跡。對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行力學(xué)分析,以評(píng)估無(wú)人機(jī)以何種方式下滑，能保證下降單位高度滑翔距離最遠(yuǎn)，如圖2 所示。

圖2 無(wú)動(dòng)力受力分析

可得

式中L 為升力、D 為阻力、mg 為重力、V 為空速、γ 為軌跡角、K 為升阻比。

而下降單位高度滑翔距離，即空滑比為

結(jié)合式（1）（2）可知，無(wú)動(dòng)力空滑比在數(shù)值上與無(wú)人機(jī)升阻比相等，無(wú)動(dòng)力最佳空滑比對(duì)應(yīng)著最佳升阻比。若控制無(wú)人機(jī)以最佳升阻比下滑，在下降相同高度的情況下，可以滑翔的距離最長(zhǎng)。

1.2 無(wú)動(dòng)力最優(yōu)空滑軌跡確定

由于無(wú)人機(jī)空停時(shí)刻高度、速度以及位置的不確定性，無(wú)人機(jī)攜帶的機(jī)械能總能量也具有不確定性。若著陸時(shí)能量過(guò)高，可能導(dǎo)致無(wú)人機(jī)著陸速度過(guò)快沖出跑道；若著陸時(shí)能量過(guò)低，可能導(dǎo)致無(wú)人機(jī)到達(dá)著陸點(diǎn)前失速。因此，需要設(shè)計(jì)無(wú)動(dòng)力最優(yōu)下滑軌跡，使得無(wú)人機(jī)沿該軌跡著陸時(shí)，速度和姿態(tài)在安全范圍。

如圖1 所示。著陸點(diǎn)、返航點(diǎn)、空停點(diǎn)構(gòu)成一個(gè)幾何三角形，假設(shè)此三角形三邊長(zhǎng)分別為L(zhǎng)1、L2、L3，L1、L2 之間所成夾角為A。其中，L1 和A 可根據(jù)空停點(diǎn)位置、著陸點(diǎn)位置和機(jī)場(chǎng)跑道航向計(jì)算求出。

對(duì)此幾何三角形，由余弦定理，有

對(duì)某型無(wú)人機(jī)，由氣動(dòng)數(shù)據(jù)可得知其放起落架構(gòu)型和收起落架構(gòu)型的最佳升阻比，即最佳空滑比分別為K1、K2，空停點(diǎn)相對(duì)于跑道高度為H，返航點(diǎn)相對(duì)于著陸點(diǎn)高度為H返航。返航段為收起落架構(gòu)型，故其空滑比為K2，返航段縱向飛行軌跡示意圖如圖3。

由圖3 可知，無(wú)人機(jī)由空停點(diǎn)滑翔至返航點(diǎn)下降高度為H-H返航，可得由空停點(diǎn)滑翔至返航點(diǎn)水平距離

著陸段L2 由兩部分組成：陡下滑段和拉起段，著陸段為為放起落架構(gòu)型，故其空滑比為K1。著陸段段軌跡示意圖如圖4所示。

圖3 返航段縱向飛行軌跡

圖4 著陸段飛行軌跡

可得

式中，γ1 為陡下滑段軌跡角，Dis 可由拉起點(diǎn)高度求得。

將式（4）、式（5）代入式（3），可得

式（6）除H返航外均為已知量，故可求解返航點(diǎn)高度H返航，并由此確定無(wú)動(dòng)力空滑軌跡。由于在實(shí)際飛行中，存在風(fēng)干擾的外部因素造成的能量損耗，計(jì)算最優(yōu)空滑軌跡時(shí)，K1、K2 取值應(yīng)略小于最佳空滑比，以獲得一個(gè)較為保守的軌跡，保證能量富裕。

2 無(wú)動(dòng)力空滑控制策略

2.1 返航段控制策略

發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)，無(wú)人機(jī)失去動(dòng)力來(lái)源，為保證無(wú)人機(jī)安全返航著陸，應(yīng)盡量降低能量損耗，使降低相同高度情況下，滑翔距離最遠(yuǎn)。1.1 小節(jié)論證了最佳空滑比與最佳升阻比的對(duì)應(yīng)關(guān)系，因此縱向采用俯仰角控制表速，保持有利迎角，以最佳升阻比下滑。俯仰角控制表速以表速為外回路，俯仰角為內(nèi)回路，并引入表速積分增加表速控制的精度，控制框圖如圖5 所示。

圖5 俯仰角控制表速控制框圖

橫側(cè)向采用側(cè)偏控制，跟蹤設(shè)計(jì)的無(wú)動(dòng)力空滑軌跡。側(cè)偏控制控制律以側(cè)偏距和偏航角為外回路，以偏航角為中間回路，滾轉(zhuǎn)角為內(nèi)回路，并引入側(cè)偏積分提高對(duì)直線段的軌跡跟蹤能力。控制框圖如圖6 所示。

圖6 俯仰角控制表速控制框圖

返航過(guò)程中，由于風(fēng)場(chǎng)的變化、氣動(dòng)數(shù)據(jù)與真實(shí)飛行環(huán)境的偏差以及其它干擾因素，無(wú)人機(jī)的機(jī)械能總能量相對(duì)于設(shè)計(jì)的空滑軌跡可能偏高或偏低，因此還需對(duì)無(wú)人機(jī)能量進(jìn)行管理。

無(wú)人機(jī)單位重量的機(jī)械能總能量以及沿?zé)o動(dòng)力空滑軌跡下滑所需能量可表示為可表示為

式中，E、Ecmd為當(dāng)前能量和所需能量，v、vcmd為速度和速度指令，dx 為飛機(jī)當(dāng)前距返航點(diǎn)待飛距，m、g 為無(wú)人機(jī)質(zhì)量和重力加速度，h 為當(dāng)前高度。

距離返航點(diǎn)越近，對(duì)于無(wú)人機(jī)能量管理要求要精確；距離返航點(diǎn)越遠(yuǎn)時(shí)，應(yīng)保持能量適量富裕應(yīng)對(duì)外部干擾引起的能量損耗。定義能量管理窗口作為能量調(diào)整的依據(jù)，窗口的邊界為下邊界Ecmd和上邊界μ·Ecmd，其中μ 為能量窗口系數(shù)，對(duì)于某型無(wú)人機(jī)其數(shù)值為1.2，圖7 給出了能量管理窗口示意圖。能量高于能量管理窗口則為能量過(guò)剩；能量低于能量管理窗口則為能量不足；能量處于能量窗口內(nèi)部則為能量合理。對(duì)于能量合理情形，無(wú)人機(jī)只需保持當(dāng)前狀態(tài)不變。下面分別對(duì)能量不足和能量過(guò)剩兩種情形提出控制方法。

圖7 能量管理窗口

對(duì)于能量不足情況，無(wú)人機(jī)不再具備沿設(shè)計(jì)的無(wú)動(dòng)力空滑軌跡線滑翔到著陸點(diǎn)的能力，唯一的辦法就是重新規(guī)劃空滑路徑更近的空滑軌跡，使無(wú)人機(jī)有足夠的能量進(jìn)行無(wú)動(dòng)力引導(dǎo)，能量不足重新規(guī)劃空滑軌跡示意圖如圖8 所示。

圖8 能量不足重新規(guī)劃空滑軌跡

對(duì)于能量過(guò)剩情況，需對(duì)能量進(jìn)行管理。對(duì)于研究對(duì)象無(wú)人機(jī)，采用襟副翼上偏作為減速板調(diào)整能量。能量管理控制律以能量和能量窗口偏差進(jìn)行比例積分控制，其控制框圖如圖9所示。

圖9 能量管理控制框圖

2.2 盤旋調(diào)整段控制策略

盤旋調(diào)整段的返航段和著陸段的過(guò)渡階段，它的主要作用有兩個(gè)：消耗剩余的能量；調(diào)整無(wú)人機(jī)航向?qū)?zhǔn)跑道。盤旋調(diào)整示意圖如圖10 所示。

圖10 盤旋調(diào)整段

盤旋調(diào)整段縱向采用俯仰角控制表速，橫向采用側(cè)偏控制跟蹤盤旋圓弧，其控制律與返航段一致，這里不再贅述。本小結(jié)主要對(duì)盤旋調(diào)整段無(wú)人機(jī)盤旋半徑的確定和控制邏輯進(jìn)行闡述。

無(wú)人機(jī)繞圓柱盤旋的力學(xué)方程如式（8）所示。

即

式中，r 為盤旋半徑，φ 為滾轉(zhuǎn)角，v 為無(wú)人機(jī)飛行速度。則無(wú)人機(jī)以滾轉(zhuǎn)角φ 盤旋一圈下降高度為

由式（10）可以看出，當(dāng)無(wú)人機(jī)的飛行速度v 和升阻比K 確定情況下，滾轉(zhuǎn)角φ 越大，盤旋一圈下降高度越小。盤旋調(diào)整段，采用無(wú)人機(jī)最大可用滾轉(zhuǎn)角下滑，盤旋一圈消耗能量最小。

當(dāng)無(wú)人機(jī)滑翔至返航點(diǎn)時(shí)，需判斷當(dāng)前能量和所需能量的關(guān)系，來(lái)決定是進(jìn)入著陸段還是盤旋一圈消耗能量。盤旋邏輯流程如圖11 所示。

圖11 盤旋邏輯流程圖

2.3 著陸段控制策略

著陸段橫向采用側(cè)偏控制，控制無(wú)人機(jī)沿跑道中心延長(zhǎng)線飛行。縱向分為引導(dǎo)下滑段和拉起段進(jìn)行闡述。

圖12 著陸段示意圖

引導(dǎo)下滑段，縱向采用高度跟蹤控制律，跟蹤設(shè)計(jì)空滑軌跡下滑。高度跟蹤控制律以高度和軌跡角為外回路，升降速度為內(nèi)回路。其控制框圖如圖13 所示。

圖13 高度跟蹤控制框圖

圖14 拉起控制律控制框圖

引導(dǎo)下滑段繼續(xù)采用能量管理，以控制當(dāng)前能量。

當(dāng)無(wú)人機(jī)相對(duì)機(jī)場(chǎng)高度＜30m 時(shí)，轉(zhuǎn)為拉起階段，拉起段采用下沉率控制，以控制無(wú)人機(jī)以安全的姿態(tài)和下沉率接地。拉起控制律以下沉率和下沉率指令偏差進(jìn)行比例積分控制，其控制框圖如圖14 所示。

3 仿真驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文提出的無(wú)動(dòng)力應(yīng)急著陸控制方法，進(jìn)行數(shù)字仿真驗(yàn)證。分別進(jìn)行2 組對(duì)照試驗(yàn)：發(fā)動(dòng)機(jī)停車位置相同，無(wú)風(fēng)/順風(fēng)/逆風(fēng)下飛行仿真；無(wú)風(fēng)情況，不同停車位置下，飛行仿真。

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)停車位置相同，無(wú)風(fēng)/順風(fēng)/逆風(fēng)下飛行仿真

仿真初始條件如下：

初始表速：140km/h；初始高度：3000m。

初始位置：經(jīng)度107.630917，緯度30.855309

發(fā)動(dòng)機(jī)空停位置：經(jīng)度107.614990，緯度30.769774

風(fēng)干擾設(shè)置：進(jìn)行三組仿真，分別為①無(wú)風(fēng)；②順風(fēng)：風(fēng)速7m/s，風(fēng)向120°；③逆風(fēng)：風(fēng)速7m/s，風(fēng)向300°。

全程仿真結(jié)果如圖15-17，接地結(jié)果見(jiàn)表1。

圖15 二維軌跡曲線圖

圖16 高度曲線

圖17 三維軌跡曲線

表1 無(wú)風(fēng)、逆風(fēng)、順風(fēng)仿真結(jié)果比較

由試驗(yàn)曲線可知，無(wú)風(fēng)/順風(fēng)/逆風(fēng)三種風(fēng)干擾情況下，發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)，無(wú)人機(jī)均能以安全的姿態(tài)和下沉率著陸到機(jī)場(chǎng)，表明本文提出的控制策略和控制律對(duì)風(fēng)干擾具有較好的魯棒性。

（2）無(wú)風(fēng)情況，不同停車位置下，飛行仿真

仿真初始條件如下：

初始表速：140km/h；初始高度：3000m。

初始位置：經(jīng)度107.630917，緯度30.855309

發(fā)動(dòng)機(jī)空停位置：分別為A 點(diǎn)（經(jīng)度107.541329，緯度30.839159）；B 點(diǎn)（經(jīng)度107.623221，緯度30.797874）；C 點(diǎn)（經(jīng)度107.614990，緯度30.769774）。

風(fēng)干擾設(shè)置：無(wú)風(fēng)。

全程仿真結(jié)果如圖18-20，接地結(jié)果見(jiàn)表2。

圖18 二維軌跡曲線圖

圖19 高度曲線

圖20 三維軌跡曲線

表2 不同位置仿真結(jié)果比較

由試驗(yàn)曲線可知，在不同位置，發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)，無(wú)人機(jī)均能以安全的姿態(tài)和下沉率著陸到機(jī)場(chǎng)，表明本文提出的控制策略和控制律對(duì)無(wú)人機(jī)停車位置不敏感，只要停車時(shí)刻無(wú)人機(jī)能量充足，均能安全返場(chǎng)。