CN103197682A - 一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法，属于飞行控制技术领域。本发明根据飞机的气动特性以及发动机特性，规划出满足着陆条件的下滑通道；然后根据机场的现场条件及实际需要，确定出合理的平飞高度以及飞机的进场下滑距离，通过改变飞机进场着陆平衡下滑段航迹倾角的方法实现对下滑距离和航迹倾角的调整，有效避开障碍物对飞机进场着陆的影响；最后采用轨迹延拓的方法得到飞机的动压、速度、迎角、升降舵偏角等参数沿轨迹的变化曲线，实现飞机的安全着陆。本发明给出了适用于一般五边航线平飞高度及下滑距离的调整方法，更加适合于具有障碍物影响着陆的情况，提高着陆安全性；设计和调整过程简单，便于应用。

Description

一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法

技术领域

本发明属于飞行控制技术领域，主要涉及一种飞机进场着陆下滑通道设计与五边航线下滑轨迹调整方法。 

背景技术

五边航线是一种基本的起落航线，五边航线由以下五条边组成，如图1所示：第一边（离场边）、第二边（侧风边，与跑道方向成90度）、第三边（下风边，方向与跑道起飞方向反向平行）、第四边（基线边，与跑道垂直）、第五边（进场边，与起飞方向相同）。由于五边航线有五条边，因此该五边航线通常由六个点连接构成；在平飞高度的选择及航点的编排时，需要综合考虑机场的地理位置、飞机的下滑线角度等因素。对于常规飞行器来说，五边航线的进场着陆段轨迹由下滑及拉平两个不同阶段组成，如图2，在下滑过程中飞行器以固定的下滑角和恒定的下滑速度进行下滑，故又可称为平衡下滑段，当高度低于一定值后进行拉平（一般指数拉起）操作，目的是减小飞行器触地（到达着陆点）时的下沉率，保证着陆安全。在飞机进行最后的下滑着陆时，由于种种原因，现有的方案大都选取-2.5°作为平衡下滑段的航迹倾角。该种方案虽然使用起来简单，但是由于下滑线角度固定，导致下滑距离随着平飞高度的增加而呈线性增加，对于周围地势平坦的机场来说可以实现，然而由于某些机场的特殊地理条件，并不能按照传统方案顺利实施，比如在机场周围有高的障碍物时，若以-2.5°的下滑航迹倾角进行进场着陆就会有撞机的危险；此外在有些情况也需要在平飞高度一定的情况下，对飞机的进场段下滑距离进行调整，利用传统的固定下滑航迹倾角的方法均不能完成所提出的要求。 

发明内容

本发明为了解决现有技术中需要对下滑距离和下滑航迹倾角进行调整的问题，提供一种飞机进场着陆下滑通道设计与五边航线下滑轨迹调整方法，所述的方法首先根据飞机的气动特性以及发动机特性，规划出满足着陆条件的下滑通道；然后根据机场的现场条件及实际需要，确定出合理的平飞高度以及飞机的进场下滑距离，通过改变飞机进场着陆平衡下滑段航迹倾角的方法实现对下滑距离和下滑航迹倾角的调整，有效避开障碍物对飞机进场着陆的影响；最后采用轨迹延拓的方法得到飞机的动压、速度、迎角、升降舵偏角等参数沿轨迹的变 化曲线，实现飞机的安全着陆。 

本发明提供的一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法，包括如下步骤： 

第一步，根据固定航迹倾角和发动机推力为零，分别确定飞机下滑通道的下边界和上边界；具体为：将航迹倾角为-2.5°时对应的下滑轨迹作为下滑通道的下边界；发动机的推力为0时对应的下滑轨迹作为下滑通道的上边界； 

第二步，根据五边航线上障碍物的高度，调整五边航线，实现飞机安全着陆。具体分两种情况，第一种，当着陆跑道反向延长线存在可飞跃障碍物，则增加平飞高度并增大航迹倾角后进行下滑，此时下滑距离不变，如图3所示；第二种，当着陆跑道反向延长线存在不可飞跃障碍物，则减少下滑距离并增大航迹倾角后进行下滑，此时平飞高度不变，如图4所示。 

本发明的优点在于： 

(1)给出了设计常规飞行器下滑通道的方法，并据此得到下滑通道的上边界和下边界； 

(2)给出了适用于一般五边航线平飞高度及下滑距离的调整方法，更加适合于具有障碍物影响着陆的情况，提高着陆安全性； 

(3)设计和调整过程简单，便于应用。 

附图说明

图1是现有技术中五边航线示意图； 

图2为现有常规飞行器按照五边航线进场着陆的下滑通道示意图； 

图3是五边航线上具有可飞跃障碍物时平飞高度需要调整的下滑轨迹示意图； 

图4是五边航线上具有不可飞跃障碍物时下滑距离需要调整的下滑轨迹示意图； 

图5是实施例飞机的下滑通道设计上边界和下边界结果示意图； 

图6是实施例调整后五边航线的俯视图； 

图7是实施例调整后进场着陆轨迹的侧视图； 

图8是实施例飞机沿调整后轨迹延拓的速度剖面； 

图9是实施例飞机沿调整后轨迹延拓的迎角剖面； 

图10是实施例飞机沿调整后轨迹延拓的升降舵偏角剖面图。 

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明。 

本发明提供的应用于调整五边航线的平飞高度以及下滑距离的原理是：考虑一个飞机以一个基本的五边航线的方式进行正向飞行，如图6所示，在不考虑逆向着陆的情况下，飞机沿航点0点-1点-2点-3点-4点-5点的顺序进行飞行。在设计平飞高度及进场段的下滑距离时 需要考虑跑道延长线上的障碍物（如图7中所示），障碍物分为可飞跃障碍物和不可飞跃障碍物，可飞跃障碍物主要影响五边航线的平飞高度，而不可飞跃障碍物主要对飞机进场段的下滑距离的选择有要求。为了使飞机能够安全的进场着陆，需要采用本发明提供的方法对飞行五边航线的平飞高度以及下滑距离进行重新设计。 

本发明提供的飞机进场着陆下滑通道设计与五边航线下滑轨迹调整方法具体包括如下步骤： 

第一步：设计飞机进场着陆下滑通道的上边界和下边界； 

由于飞机进场着陆段的运动学特性和动态限制条件，进场着陆的下滑轨迹（主要是航迹倾角）并不能随意调整，调整后的下滑轨迹必须能够满足着陆时的速度、迎角、姿态等要求。为了给下滑轨迹调整提供限制范围，因此需要根据飞机的纵向气动特性以及发动机特性设计下滑通道；而不同的下滑轨迹对应着飞机不同的升阻比，对于常规的有人机和无人机来说，影响平衡下滑过程中升阻比的主要因素是发动机推力，因此通过改变发动机推力可以得到不同的升阻比，从而得到不同的下滑轨迹。 

对于常规飞机，由于通常情况下航迹倾角均选为-2.5°，因此本发明中将航迹倾角为-2.5°时对应的下滑轨迹作为下滑通道的下边界。而发动机的推力为0时，飞机的升阻比最小，所对应的下滑通道的航迹倾角最大，此时的下滑轨迹是无动力下滑，因此本发明中将此时对应的下滑轨迹作为下滑通道的上边界； 

下面分别对航迹倾角为-2.5°时，以及发动机推力为0时，下滑轨迹的设计进行具体说明： 

a、航迹倾角为-2.5°时，下滑轨迹设计； 

飞机下滑过程中在航迹坐标系下的纵向运动学方程为： 

其中，m为飞机的质量，v为速度，

为速度变化率，Q表示动压，S表示机翼参考面积，C_x表示阻力系数，g为重力加速度，θ表示飞机的航迹倾角，

表示飞机的航迹倾角变化率，P(δ_T)表示发动机的推力，δ_T表示发动机偏转量，α表示飞机的迎角，

表示发动机推力与机体纵轴的夹角，C_y表示升力系数，

表示飞机高度变化率，

表示飞机飞过距离的变化率。 

由于在平衡下滑段中飞机的速度及航迹倾角均不会变化，因此式（1）中左边

与

均 为0，则通过非线性方程组解法，可得到在平衡下滑段中飞机的发动机推力P(δ_T)，以及迎角α、升降舵偏角等信息，由固定航迹倾角和发动机推力（或发动机油门偏角）求得的下滑轨迹就是所设计下滑通道的下边界；在指数拉平段需要根据轨迹延拓的方法，求出沿轨迹的速度、俯仰角、迎角、升降舵偏角等纵向参变量的变化曲线，进行指数拉平和着陆。 

b、发动机推力为0时，下滑轨迹设计 

在发动机推力为0时，则式（1）中P(δ_T)为0，通过非线性方程组解法，可得到发动机推力为0条件下平衡下滑的航迹倾角θ，以及迎角α、升降舵偏角等参数；并通过轨迹延拓的方法求出在所对应下滑轨迹的速度、俯仰角、迎角、升降舵偏角等纵向参变量的变化曲线。 

由发动机推力为0时求得的下滑轨迹就是所设计下滑通道的上边界，即下滑角最大的下滑轨迹，由于该条件与发动机空中停车的条件相同，因此该轨迹适用于发动机空中停车的进场着陆。至此针对某飞机的下滑通道的设计已经完成，该通道的设计为下一步下滑轨迹的调整提供了可行范围，保证了飞机的进场着陆安全。 

第二步：五边航线进场着陆下滑轨迹的调整 

五边航线平飞高度以及下滑距离的确定需要考虑机场周围建筑物或者地形条件对五边航线的影响：五边航线的平飞高度应该比周围山峰或者建筑物要高，才能保证飞行安全；其次在选取下滑着陆窗口时要考虑着陆跑道反向延长线周围的建筑物高度对下滑轨迹的影响，需保证下滑轨迹不穿过该物体，并保证有一定的安全裕度。下面分两种情况进行分析： 

(1)着陆跑道反向延长线存在可飞跃障碍物的情况 

如图3，当着陆跑道反向延长线存在可飞跃障碍物（即障碍物高度小于五边航线的平飞高度），该可飞跃障碍物的高度为H₀。当考虑由于航程限制下滑距离为L，下滑航迹倾角为-2.5°的情况下，飞机在该处的飞行高度H为： 

H=（L×tan2.5°）<H₀

因此飞机按照此飞行高度开始下滑会有坠毁的危险，此时需要考虑增加在该处的高度。在调整过程中不仅需要考虑障碍物的高度H0，还需要考虑平飞高度安全值ΔH，则下滑倾角的最小值其示意图如图3所示。 

(2)下滑距离受到限制等条件 

当飞机着陆机场跑道反向延长线方向存在雷雨区域或者强恶劣气流环境等不可从上方越过的区域时，在不考虑改变下滑方向的情况下，必须缩短飞机的下滑距离以避开危险区域。如图4所示，飞机的平飞高度为H，若飞机以-2.5°的下滑航迹倾角进场着陆，则下滑距离 

（L为下滑距离的限制值），将会导致飞机穿过危险区域（如图4中的不可飞跃障碍物），在这种情况下，需要缩短下滑距离，在此通过调整下滑航迹倾角的方式完成。在重新设计下滑航迹倾角的过程中，不仅需要考虑下滑距离的限制，还应考虑一定的安全裕度。设飞机平飞高度为H，不可飞跃障碍物的边缘距离机场着陆跑道的距离（或者由于其他条件限制的下滑距离）为L，同时考虑下滑距离安全值ΔL，下滑航迹倾角的最小值 

$\mathrm{\&theta;}\min =\arctan \frac{H}{L-\mathrm{\&Delta;L}},$ 其示意图如图4所示。 

在设计五边航线时，需要同时考虑以上两种因素，并进行综合分析，才能保证飞机在不同的机场条件和其他要求下，实现安全着陆。 

实施例：

现在针对某无人机的一次五边航线进行飞行实验，现在要求：飞机在平衡下滑时以70m/s的速度进行下滑，到达20m时进行指数拉起操作，要求飞机触地（到达着陆点）时的下沉率小于0.5m/s，飞机的触地速度为65m/s，俯仰角不大于3°。假设在某机场条件下并不能利用固定的-2.5°下滑航迹倾角进行进场着陆，采用本发明的方法对下滑轨迹进行设计，具体过程为： 

第一步：设计该飞行器的下滑通道： 

分别设计平衡下滑阶段的航迹倾角为-2.5°的下滑轨迹和发动机推力为0的下滑轨迹。 

（1）下滑航迹倾角为-2.5°的下滑轨迹： 

求解平衡下滑航迹倾角为-2.5°的下滑轨迹时，求解下列方程组： 

得到平衡下滑时的发动机推力P(δ_T)，在之后的轨迹延拓时，保持发动机推力不变，利用轨迹延拓的方法得到飞机沿该下滑轨迹下滑时的速度、迎角、俯仰角、升降舵偏角等参变量的曲线。带入该无人机的气动参数和发动机推力参数后，得到该无人机以-2.5°下滑航迹倾角进行平衡下滑时，发动机偏转量为15.57%，在300m处的配平迎角为0.37°。由于设计指标要求在触地时的速度为65m/s，下沉率为0.5m/s,为了保证安全性，设计下沉率为0.3m/s，根据指数拉起的方程得到指数拉起的高度剖面，从而得到整个下滑轨迹的高度剖面；在轨迹延拓时，保持发动机推力不变，得到飞机沿下滑轨迹进行下滑着陆的速度剖面、迎角剖面。从而得到整个下滑轨迹的各个参数剖面；并且得到当飞机触地时的速度为65.4m/s，下沉率为0.30m/s，俯仰角为0.70°，满足着陆条件。 

（2）发动机推力为0条件下的下滑轨迹剖面 

求解发动机推力为0条件下的下滑轨迹，求解以下非线性方程组： 

$\left\{\begin{array}{c}-{\mathrm{QSC}}_x-\mathrm{mg}\sin \mathrm{\&theta;}=0\\ {\mathrm{QSC}}_y-\mathrm{mg}\cos \mathrm{\&theta;}=0\end{array}\right.---\left(3\right)$

可以得到发动机推力为0条件下的航迹倾角θ，以及迎角、升降舵偏角等参数。该无人机在发动机推力为0、速度为70m/s的平衡下滑航迹倾角为-4.38°，进而可以利用指数拉起轨迹方程得到指数拉起段的高度剖面，并进一步得到整个轨迹的高度剖面，此后利用轨迹延拓的方法可以得到发动机推力为0条件下的速度剖面、迎角剖面；并且得到当飞机触地时的速度为64.0m/s，下沉率为0.29m/s，俯仰角为0.95°，满足着陆条件。 

经过以上的分析设计，得到了该无人机五边航线进场着陆的下滑通道：下滑航迹倾角为-2.5°的下滑轨迹为通道下边界，发动机推力为0的下滑轨迹为通道上边界，平衡下滑段航迹倾角的调节范围是：-2.5°～-4.38°。设计的下滑通道如图5所示。 

第二步：根据现场条件调整下滑航迹倾角 

考虑某次飞行五边航线初识设定的平飞高度为300m，进场段下滑航迹倾角初步选为-2.5°，飞机最小转弯半径为800m；机场跑道为2400m，宽60m。若按照预订的五边航线进行飞行，则根据以上数据可以算得飞机进场段的下滑距离

在正向进场着陆的反向延长线上有两个影响飞行安全的障碍物：障碍物一为可飞跃障碍物，距离预定的飞机着陆点2800m，高度为160m；障碍物二为不可飞跃的障碍物（或者飞跃时风险过大），距离预定着陆点6500m；若按照预定的五边航线进行进场着陆，会有坠毁危险，因此，再次需要对五边航线进行调整，其中主要是对平飞高度和进场距离进行调整，具体的调节过程如下： 

（1）计算障碍物二对下滑轨迹的影响 

由于障碍物二对于飞机来说不可飞跃，或者飞跃时所付出的代价过大，因此考虑将五边航线绕开障碍物二，由于障碍物二距离预定着陆点6500m，因此下滑轨迹的起点与预定着陆点的距离至少为6500m，考虑100m的下滑距离安全值，则可以得到五边航线的第4点距离预定着陆点的距离最多为6400m；由于飞机进入进场边需要转弯90°，因此还应考虑飞机的最小转弯半径800m；经过综合考虑，经过调整后的下滑距离最长为6500m-100m-800m=5600m。因此得到下滑着陆的航迹倾角从而得到障碍物二对下滑着陆轨迹的影响。 

（2）计算障碍物一对下滑轨迹的影响 

由于障碍物一对飞机可飞跃，并且距离预定着陆点的距离更近，因此可以考虑在不改变下滑距离的情况下，通过适当的增加平飞高度已达到避开障碍物的目的。经过步骤（1）的计算分析，下滑距离可以设置为5600m，下滑倾角的初值为3.1°；初步计算得到的下滑轨迹在距离预定着陆点2800m处的飞机高度为150m，低于障碍物一的高度，有碰撞的危险；此时需要对下滑着陆轨迹进行重新调整。考虑在距离预定着陆点2800m处的下滑轨迹高度值，除了应该大于障碍物一的高度值160m外，还应考虑一定的安全裕度，在此取平飞高度安全值为10m，如图3，得到在此处的高度至少应为170m，从而可以得到下滑航迹倾角最小为： 

若选取航迹倾角为-3.5°，下滑距离为5600m，可以得到五边航线的平飞高度342.5m，从而得到五边航线进场着陆段的初步调整结果。经过调整后的五边航线的下滑轨迹的俯视图和侧视图分别如图6和图7所示，由图可知，该调整结果可以保证飞机安全的进场着陆。在五边航线具体设计过程中，应该综合考虑以上两种情况，得到比较合理的进场下滑轨迹。 

由于调整后的五边航线进场段的航迹倾角介于（-2.5～-4.38）之间，因此是可飞的下滑轨迹。采用第一步中的下滑轨迹的设计方法，以及相同的轨迹延拓方法得到以-3.5°航迹倾角下滑时轨迹剖面。其中发动机的偏转量为7.3%，触地时的速度为64.5m/s，下沉率为0.29m/s，俯仰角为0.87°，满足着陆条件；重新设计的下滑轨迹的速度剖面、迎角剖面、升降舵偏角剖面分别如图8～图10所示。 

Claims (3)

1.一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一步，根据固定航迹倾角和发动机推力为零，分别确定飞机下滑通道的下边界和上边界；具体为：将航迹倾角为-2.5°时对应的下滑轨迹作为下滑通道的下边界；发动机的推力为0时对应的下滑轨迹作为下滑通道的上边界；

第二步，根据五边航线上障碍物的高度，调整五边航线，实现飞机安全着陆；具体分两种情况，第一种，当着陆跑道反向延长线存在可飞跃障碍物，则增加平飞高度并增大航迹倾角后进行下滑，此时下滑距离不变；第二种，当着陆跑道反向延长线存在不可飞跃障碍物，则减少下滑距离并增大航迹倾角后进行下滑，此时平飞高度不变。

2.根据权利要求1所述的一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法，其特征在于：第一步中，航迹倾角为-2.5°时，下滑轨迹设计；

飞机下滑过程中在航迹坐标系下的纵向运动学方程为：

其中，m为飞机的质量，v为速度，

为速度变化率，Q表示动压，S表示机翼参考面积，C_x表示阻力系数，g为重力加速度，θ表示飞机的航迹倾角，

表示飞机的航迹倾角变化率，P(δ_T)表示发动机的推力，δ_T表示发动机偏转量，α表示飞机的迎角，

表示发动机推力与机体纵轴的夹角，C_y表示升力系数，

表示飞机高度变化率，

表示飞机飞过距离的变化率；

由于在平衡下滑段中飞机的速度及航迹倾角均不会变化，因此式（1）中左边

与

均为0，则通过非线性方程组解法，得到在平衡下滑段中飞机的发动机推力P(δ_T)，以及迎角α、升降舵偏角，由固定航迹倾角和发动机推力求得的下滑轨迹就是所设计下滑通道的下边界；

发动机推力为0时，下滑轨迹设计：

在发动机推力为0时，则式（1）中P(δ_T)为0，通过非线性方程组解法，得到发动机推力为0条件下平衡下滑的航迹倾角θ，以及迎角α、升降舵偏角；由发动机推力为0时求得的下滑轨迹就是所设计下滑通道的上边界。

3.根据权利要求1所述的一种无人机进场着陆下滑通道设计与下滑轨迹调整方法，其特征在于：第二步中，对于第一种情况，航迹倾角的最小值

其中H₀为可飞跃障碍物高度，ΔH为平飞高度安全值，L为下滑距离；

对于第二种情况，航迹倾角的最小值其中H为平飞高度，L为下滑距离，ΔL为下滑距离安全值。

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