基于毫米波雷達的復合翼構型無人機避障系統研究

程子嘯

（億航智能設備（廣州）有限公司技術部， 廣州 510663）

0 引言

近年來，隨著無人機技術的發展與應用需求的不斷升級，人們對行業應用級無人機的要求也逐漸提升[1]。在此背景下，同時具備自主飛行、垂直起降、長航程、長航時等優點的復合翼構型飛行器受到了國內外科研高校、科技公司、軍方等組織的青睞[2]。隨著該項技術的發展與成熟，復合翼無人機現已開始應用于地理測繪、電力巡檢、森火探測等場景[3-5]。預期在不久的將來，此類無人機因其優勢，占據市場的龍頭地位[6]。

在這些應用場景下，飛行器因其超視距操控、飛行速度快等特點，存在撞擊山體或高層建筑的隱患。為規避這種風險，一般的作法是由操作員在進行航線規劃的時候，基于地理信息系統GIS（Geographic Information System）來規劃各航點的高度，使無人機飛行高度高于系統提供的地形高度[4]。同時輔以影像系統，地面操作員根據機載攝像頭回傳的圖像信息，人為判斷和干預飛行器的飛行來進行回避。但受制于地圖可能存在的信息不全、滯后、精度不足等情形，以及回傳圖像信息的滯后或失聯等情況，飛行器仍存在與地形發生碰撞損毀的隱患。為更好解決此避障問題，本文提出了一種應用于低空多軸固定翼復合構型無人機的機載避障預警系統。

該系統以長測距毫米波雷達作為探測設備，輔以與之相配合的對準隨動裝置，和對應的裝置對準算法，可以準確獲取飛行器相對于飛行方向路徑上的障礙物距離，而不受飛行器飛行姿態的影響。同時系統的預警-避障算法，將根據獲取到的障礙物距離數據與設定的閾值條件進行匹配，執行相應的警示、減速或剎停策略，實現預期效果。

1 避障系統總體設計

1.1 系統框架

避障系統如圖1 所示，虛線框體表示內建于飛控中的主要軟件組成部分，實線框體表示安裝于機體上與飛控存在數據交互的硬件部分。按功能亦可區分為觀測部分和決策部分。觀測部分中，對準裝置與探測裝置配合工作，由對準裝置根據相應控制算法的指令，控制探測裝置朝向飛行速度矢量在水平面投影的方向，而探測裝置負責其探測范圍內與障礙物的相對距離，從而實現對飛行路徑前方障礙物的觀測。決策部分主要為一套設定的預警避障控制方案，通過實時根據觀測到的障礙物距離，進行報警和干預原飛行動作實現。

圖1 避障系統框架

1.2 探測裝置選型

對常見的無人機避障裝置及其特點進行調研，整理如表1所示[8-11]。對應用場景、成本等進行綜合考慮，該系統選取毫米波雷達作為探測儀器。

表1 障礙物觀測硬件特點

市面上的毫米波雷達產品各有特點，觀測距離、波速寬度、更新率等各有千秋，需進行進一步篩選。在該系統所針對的避障場景中，毫米波雷達的測距距離要較遠，波束寬度需適中不宜過寬。故選用市面上一款滿足需求的毫米波雷達產品，并作定制化調整，其主要參數如表2所示。

表2 選用毫米波雷達參數

1.3 對準裝置設計

當飛行器以固定翼方式平飛巡航時，不可避免存在有側風的場景。在機載飛控系統的控制作用下，飛行器為保持航行方向，會使機頭偏向側風方向，形成側滑角θ（下文有對側滑角的數學定義）。對準裝置的主要任務是使雷達探測朝向盡可能與飛行器速度方向保持一致。在安全飛行風況下，此偏角的角度絕對值一般不超過30°，極限條件下亦不會超過45°。同時考慮飛行時俯仰橫滾存在變化，姿態不長期維持水平的一般性，可采用一組雙舵機二自由度機構作為對準裝置（圖2）。舵機的控制量為脈沖寬度1000～2000 μs 的PWM 波，線性對應0°～180°。安裝時使各舵機初始處于1500 μs/90°的物理中位，則控制目標期望角度A與控制量S的線性映射關系為：

圖2 系統硬件結構示意及運動學表達

2 系統工作原理

2.1 自動對準裝置控制算法

2.1.1 建立坐標系

（1）機體坐標系Cp。原點Op取在飛機質心處，Xp軸指向機頭，Yp軸指向機身右方，Zp指向機身下方。

（2）相對位置坐標系Cm。原點Om同取在飛機質心處，Xm軸指向地理北方向，Ym軸指向地理東方向，Zm軸指向地心。

（3）歐拉角E（α，β，γ）表示從Cm到Cp的三維旋轉關系。俯仰角α，機體軸與地平面（水平面）之間的夾角，飛機抬頭為正；橫滾角β，飛機對稱面繞機體軸轉過的角度，右滾為正；偏航角γ，機體軸在水平面上的投影與地軸之間的夾角，以機頭右偏為正。

（4）飛行器速度V（Vx，Vy，Vz）遵循坐標系Cm。

（5）定義側滑角θ。飛行器飛行速度矢量V與其縱向對稱平面（Xp-Zp平面）之間的夾角[12]。

2.1.2 控制目標推導

飛行器速度V可從飛控中獲取，為已知量。提取其水平分量設為Vxy（Vx，Vy，0）。考慮實際場景及數學約束，約定以下限制條件。

（1）條件A。飛行器的橫滾角絕對值不超過25°，俯仰角絕對值不超過25°：

（2）條件B。飛行器速度的水平分量模長|Vxy|大于設定值Vmin：

限制條件下，根據飛行器水平速度得單位列向量U（Ux，Uy，0）：

根據飛行器偏航角得另一單位列向量H：

則側滑角θ可由U及H求得：

建立右手坐標系Cv，使其Xv軸指向U，Zv軸指向地心，Yz軸指向Zv×Xv方向。從Cv到Cp的旋轉可用一組歐拉角Ev（α,β,θ）表示。設對準裝置的需偏轉弧度為θT，需俯仰弧度為ηT，則探測裝置的朝向在機體坐標系下可表示為列向量Tp：

由Ev求旋轉矩陣Rv（a1,a2,a3;b1,b2,b3;c1,c2,c3）（下方表達式中用c表示cos，用s表示sin）：

則探測裝置朝向在Cv坐標系下可表示為列向量Tv（Tvx，Tvy，Tvz）：

為使Tv與Xv重合，建立方程：

求出對準裝置控制目標：

將（11）所得數值換算成角度，分別代入（1）中，即可得給各舵機的PWM控制量。

2.2 預警避障控制方案

設觀測距離為d，定義4個判斷閾值e1、e2、e3、e4且需滿足：

定義4 個狀態等級，在條件A 與條件B 皆為真的前提下，其功能和觸發條件如下。

（1）提示預警狀態下的功能。向地面站發送1 級預警信息。觸發條件為：

（2）減速警示狀態下的功能。向地面站發送2 級預警信息，同時將飛行器速度降至固定翼飛行狀態下不失速的最低值v1。觸發條件為：

（3）預回避狀態下的功能。向地面站發送3 級預警信息，同時將飛行器速度降至比更低的速度v2且啟動多旋翼部分輔助控制飛行器姿態。觸發條件為：

（4）緊急回避狀態下的功能。向地面站發送4 級預警信息，將飛行器完全切換至多旋翼部分進行懸停控制。觸發條件為：

此4 組應對策略設計為遞進式關系，考慮了飛行器相對于障礙物由遠及近的過程，且執行方式對過渡的平滑也進行考慮。

3 飛行驗證實驗

為了驗證系統的可靠性有效性，設計了如下避障飛行實驗。首先選取實驗平臺為自研的一臺四軸-倒V 尾翼-復合翼構型無人機，長1735 mm、寬4302 mm、高593 mm，其固定翼飛行模式下的安全巡航空速為18～25 m/s。將本文提出的避障系統硬件設備安裝于機頭下方，軟件部分內嵌于飛控代碼內部。

同時對避障系統軟件部分的相關參數進行設置，設置時需對考慮實驗平臺（無人機）的巡航空速。結果如表3所示。

表3 避障控制相關參數設定

然后根據飛行實驗場地情況，設計如圖3 所示的飛行實驗航線，其中箭頭圖標位置為無人機初始擺放位置，飛行器大致朝向1號點，1號點、2號點、3號點高度皆為50 m。實際障礙物在2號點與3號點之間，2號點與障礙物的距離約250 m。

圖3 復合翼無人機實驗平臺

在設計的飛行實驗過程中，無人機將以多旋翼方式起飛至50 m，后朝著1 號點加速前飛（尾部電機加速，多旋翼電機與固定翼舵面混合控制）。待巡航空速到達設定值后切換至純固定翼飛行方式（此時還未到達1 號點），而后按1-2-3 的順序飛行。預期在避障系統的作用下，無人機將在第2 點到第3 點之間會接連觸發4個等級的應對策略，逐步減速并懸停。最后人為控制調轉機頭并返航至起飛點降落，完成一次飛行實驗。

圖4 飛行實驗航線

實驗共進行了6 次，無人機的避障表現皆符合預期，記錄數據如表4所示。

表4 避障實驗數據記錄

飛行實驗航線如圖3所示，將飛控中所記錄的第1次實驗飛行數據進行下載，截取避障關鍵部分的主要關注數據繪制如圖5～6所示，數據幀率為30 Hz。

圖5 實驗1中觀測距離、避障狀態及相關速度數據

圖6 實驗1中飛行器姿態角與對準裝置舵機目標角

可以看出，對準裝置控制目標能準確跟隨飛行器的姿態角及側滑角變化，毫米波雷達可以探測到障礙物距離，預警避障控制方案能正確根據設定參數和障礙物距離，進行風險提示并讓飛行器減速或剎停，避免了飛行器與障礙物的相撞。實驗驗證了該避障系統的有效性。

4 結束語

本文基于毫米波雷達及與之配合的二自由度對準裝置，為復合翼無人機設計了一種預警避障系統。該系統的對準裝置控制算法，考慮了飛行器飛行過程中姿態角與側滑角的變化，減少了毫米波雷達的探測方向所受影響，提升了探測數據的有效性。該系統的預警避障控制方案，合理地細分了避障過程，規定了4個狀態等級，使報警及避障干預功能具有層級性。

本文對此避障系統的功能效果進行了實驗驗證，實驗數據及結果表明，本文設計的預警避障系統是一種有效的復合翼無人機避障問題解決方案。