無人機激光相對引導系統設計與試飛驗證

李 暉，楊朝旭，唐 勇，馬 波，倪 靜

（1.航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091；2.殲擊機綜合仿真航空科技重點實驗室，成都 610091）

目前軍事上和工業上常用的無人機，按照結構設計與翼型來劃分，可分為固定翼無人機和旋翼無人機[1]。

固定翼無人機在各國軍隊中占絕大多數，典型型號有美國的“琥珀”（Amber）、“先鋒”（Pioneer）、“掃描鷹”（Scan eagle）等。小型固定翼無人機普遍采用的回收方式有：撞網回收、傘降回收、撞繩回收、輪式滑跑回收等[2?3]。撞網回收、傘降回收對回收精度要求較低，但對無人機機體會造成一定的損傷。撞繩回收方式在“掃描鷹”無人機系統得到應用，利用翼尖鉤鉤住繩索完成無人機回收操作，這種方式對無人機機體損傷較少，但對回收定位精度要求很高。輪式滑跑回收對無人機損傷最小，但對回收場地和引導精度要求較高。

針對輪式滑跑著陸回收方式，無人機著陸引導主要手段有衛星、雷達、視覺和激光相對引導等[4?5]。激光具有高亮度、高方向性、高單色性和高相干性4 大特性。因此相較于雷達引導和視覺引導，激光相對引導具有抗干擾能力強，精度高，白天夜晚都可以工作等優點，激光相對引導成為研究熱點。同時，激光的發散角小，能量集中，能夠實現極高的探測靈敏度和分辨率；其波長使得天線和系統尺寸可以很小，這些是傳統雷達不可比的。激光相對引導技術綜合了激光器技術、光子探測技術、信號處理技術等多項技術，測距精度高、測程大、可靠性高，能夠滿足目標高精度、大測程測距的要求。

激光相對引導技術[6?7]在軍事領域中已有廣泛的應用，美國、俄羅斯、日本和瑞士等國均對激光相對引導技術有著深入的研究和應用。其中，美國、俄羅斯和日本等國將激光引導技術應用于航天器空間交會對接，在數公里至數米的中、近距離實現目標飛行器的捕獲、跟蹤和測量。基于相同的原理，在無人機著陸時，高精度可靠的激光相對引導系統能夠在視場范圍內可自主進行掃描，捕獲與跟蹤，并進行實時測量，將測量三維數據回傳至飛行器，引導其進行著陸。瑞士的RUAG 無人機相對引導著陸系統是激光相對引導技術的典型應用案例，可在約4 km 距離實現±1.5 m 探測精度指標。在已有研究基礎上，如何進一步在高精度完成激光相對引導系統的掃描、捕獲、跟蹤和測量工作，是激光相對引導系統研究的重點和難點。

本文在現有的研究基礎上，搭建了激光相對引導系統，設計了基于激光引導的無人機著陸試驗流程，并開展了實時測量試驗。主要工作包括：

(1) 按照既定策略，通過激光引導系統的主機實現極短時間內既定空域的掃描；

(2) 將初始指向實現視軸初始對準與掃描捕獲完成對捕獲不確定區域覆蓋結合，實現回波信息的提取；

(3) 采用粗精復合軸跟蹤技術與高精度測距系統，從而克服跟蹤過程中相對運動以及平臺振動對視軸對準精度的影響，從而獲得目標較高精度的角度和相對距離信息。

飛行試驗結果表明，高速飛行的無人機能夠實現較高精度的相對位置測量，激光相對引導技術可用于引導無人機下滑著陸過程。

1 激光相對引導系統基本工作原理

激光相對引導系統組成包括：激光相對引導系統主機和合作目標。其中主機安裝在地面，合作目標安裝在飛機上[8?9]。

激光相對引導系統工作過程主要分為：掃描、捕獲、跟蹤和測量。掃描指在相對距離范圍內，首先通過激光引導系統主機按照既定的策略，在極短時間內實現激光束對既定空域內的快速覆蓋；捕獲分為兩個過程：初始指向和掃描捕獲。初始指向過程是根據外部姿態與位置數據解算后，驅動捕獲機構實現視軸的初始對準。由于引導信息和機構指向精度均存在誤差，系統存在捕獲不確定區域。掃描捕獲過程是按照規劃的軌跡控制光軸（視軸）完成對捕獲不確定區域（目標視場）的覆蓋，直至在捕獲視場內成功提取到回波信息。

跟蹤過程主要克服相對運動和平臺振動對視軸對準精度的影響，將視軸對準誤差控制在允許的范圍之內。采用高精度跟蹤，通常需要采用粗精復合軸跟蹤技術。

測量過程是在實現對目標高精度捕獲跟蹤后，通過復合軸的轉向得到目標的角度信息，而相對距離值則由高精度的測距系統給出，從而獲得目標的三維信息。

2 激光相對引導系統研制與試飛試驗數據分析

通過對無人機著陸引導的總體需求分解，初步明確了激光相對引導技術的功能、性能、可靠性、安全性等需求，形成了基于激光相對引導的全自主、高精度、實時的著陸引導初步技術方案，開展了激光相對引導系統組成架構、工作原理、硬件設計、關鍵技術指標及接口等研究，完成了激光相對引導系統原理樣機研制與實驗室測試。

為了進一步驗證激光相對引導系統的功能和性能，在西北某機場，在某無人機著陸過程中，開展了激光相對引導系統實時測量試驗。如圖1 所示，圓圈中的合作目標被固定在被測飛機的前機身進氣道下側；如圖2 所示，激光相對引導系統主機放置在圖中左下角跑道邊緣藍圈位置，箭頭所示方向為飛機著陸后在跑道上的滑行方向。

圖2 激光相對引導系統主機安裝位置示意圖Fig.2 Schematic diagram of installation position of laser rel?ative guidance system host

當主機接收到引導命令后，根據相關引導參數，以跑道中線為軸線進行N°×N°掃描，隨后發現目標，捕獲目標，轉入跟蹤。在空中，系統可完成無人機下滑道的全程穩定跟蹤和數據輸出；著陸后，完成從著陸點到剎停全過程穩定跟蹤。從穩定跟蹤開始，地面數據采集設備定周期的采集主機輸出的方位、俯仰和距離。因為參考坐標系的差異，無法將激光相對引導系統測量數據與差分GPS 測量數據直接進行比較。因此，需要將兩種測量體制的數據轉化到相同的坐標系。

GPS 數據是基于WGS84 坐標系的，如圖3 所示，Zw軸指向1984.0 定義的協議地球極(Conven?tional terrestrial pole, CTP)方向，即北極；Xw軸指向BIH 1984.0 的零子午面和CTP 赤道的交點，即零度經線方向；Yw軸與Zw軸、Xw軸垂直構成右手坐標系。

將激光相對引導系統主機放至在G點，能過GPS 測 出 基 經 度 為ag，緯 度 為bg，高 度 為hg，Xw繞Zw軸 旋 轉-(90-ag)°轉 化 為X′g；Zw繞X′g旋 轉-(90-bg)°轉 化 為Zg；X′g沿Zg平 移hg轉 化 為Xg；Yg軸與Zg軸、Xg軸垂直構成右手坐標系，將此坐標系定義為地平坐標系。則WGS84 坐標系下任意一點(xw,yw,zw) 可轉化為地平坐標系下的(xg,yg,zg)，其轉化關系如下

如圖4 所示，飛機在地面基準點P0時GPS 測出其WGS84 系下的坐標為(xw0,yw0,zw0)在飛行和滑行過程中某一時刻所在位置點P1，其WGS84 系下的坐標為(xw1,yw1,zw1)。通過上述公式(1)，可得到P0和P1在地平坐標系下的坐標(xg0,yg0,zg0)和(xg1,yg1,zg1)，其投影在XgYg平面上的點為P′0和P′1，其在地平坐標系下的坐標 (xg0,yg0,0) 和(xg1,yg1,0)。地平坐標系下主機放至點G的坐標為(0,0,0)。

圖4 比對數據計算示意圖Fig.4 Diagram of comparison data calculation

地平坐標系下矢量P′0的角度為βg0，其計算表達式如下

將激光相對引導系統主機放置在G點并調平，其坐標系定義如下：原點為G點，Zr軸指向天頂與Zg共線，Xr軸指向正前方，即激光相對引導系統主機0°方位角指向，Yr軸與Zr軸、Xr軸垂直構成右手坐標系，激光相對引導系統主機測量出的P0和P1的俯仰角為αr1和αr0，方位角為βr1和βr0，距離為ρr1和ρr0，通過計算可得出P1點在主機系下的坐標為(xr1,yr1,zr1)，計算方法如下

因為Zr與Zg共線，兩個坐標系原點都為G，所以XrYr與XgYg共 面。Xr到Xg軸的角為Δβ，計算方法如下

將P1點主機系下的坐標(xr1,yr1,zr1)，繞Z軸旋轉Δβ，得到其在地平系下的坐標(xrg1,yrg1,zrg1)，則

在地平坐標系下在Xg、Yg、Zg方向的誤差分別為σX1、σY1、σZ1，計算方法如下

根據上述模型計算，得到地平系下的激光相對引導系統測量的數據(xrg1,yrg1,zrg1)和機載差分GPS 衛導系統測量的數據(xg1,yg1,zg1)。分別繪制兩種體制測量數據X、Y、Z軸方向數據比較曲線，如圖5～7 所示。

圖5 在地平系下兩種體制測量數據X 軸方向坐標比較Fig.5 Comparison of X?axis coordinates of two kinds of measurement data in horizontal system

圖6 在地平系下兩種體制測量數據Y 軸方向坐標比較Fig.6 Comparison of Y?axis coordinates of two kinds of measurement data in horizontal system

圖7 在地平系下兩種體制測量數據Z 軸方向坐標比較Fig.7 Comparison of Z?axis coordinates of two kinds of measurement data in horizontal system

從數據上看，從相距2 200 m 左右，激光相對引導系統主機即開始了對無人機的捕獲和跟蹤，跟蹤全程穩定、未出現目標丟失現象。從數據曲線可以看出，兩種測量體制的數據連續性和一致性較好，未出現數據丟失和幅值較大的野點。其中，測量過程中由于大氣波動和無人機機載振動等的影響，兩種體制測量數據在地平系下Y 軸方向存在高頻低幅值抖動，經分析不影響使用。

在地平系下，以差分GPS 測量數據為基準，計算出激光相對引導系統主機測量的飛機坐標數據誤差并繪制曲線，如圖8 所示。

圖8 在地平系下兩種體制測量數據XYZ 軸誤差比較曲線Fig.8 Error comparison curves of XYZ axis of two kinds of measurement data in horizontal system

從誤差曲線可以看到，激光相對引導系統與差分GPS 測量數據在X、Y、Z軸方向的最大誤差均小于1 m，測量誤差的標準差如表1 所示。

表1 試驗中兩種體制X、Y、Z 軸方向誤差的標準差Table 1 Standard deviation of XYZ axis error of two sys?tems in test m

通過本次無人機著陸試飛試驗表明，激光相對引導系統與差分GPS 測量數據精度基本相當，具備發展成為一種無人機在衛星拒止環境下的備用測量手段。

雖然激光相對引導系統能夠對高速飛行的無人機實現較高精度的相對位置測量，但實現工程應用還需要關注以下問題：

（1）需要積累更多試飛試驗數據，滿足各種著陸情況；

（2）需要進一步驗證氣象條件對激光相對引導系統作用距離、精度的影響；

（3）需要加強激光相對引導系統的人眼安全設計。

3 結 論

無人機回收是無人機飛行過程中的重要階段，也是飛行事故的高發階段，隨著無人機在軍事作戰應用領域的不斷擴大，無人機對安全回收的需求也日益凸顯。尤其在衛星拒止條件下，激光相對引導技術基本不受無線電干擾的影響，可為無人機提供高精度的進場引導數據。本文對激光相對引導系統的工作原理及流程進行了分析，設計了基于激光引導的無人機著陸試驗流程，并基于某無人機平臺完成了試飛驗證，獲得了重要的試驗數據，最后將激光相對引導數據與差分GPS 引導數據統一轉換到地平坐標系下，完成了兩種體制的數據比較和誤差分析，試驗結果表明激光相對引導技術穩定可靠、測量精度較高，可用于引導無人機下滑著陸過程。本項目所取得的所有技術，既可應用于我軍陸基戰術無人機、海基艦載戰術無人機等軍事應用領域，還可推廣應用于船舶、兵器等領域的無人作戰系統中。