CN107745822B - 一种无人机侧风着陆控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种无人机侧风着陆控制方法，其包括：建立无人机着陆的纠偏流机动控制，所述纠偏流的机动控制用于减小飞机偏流角β_w；在所述纠偏流机动控制中加入航向机动预留控制，用于减小纠偏流机动对飞机侧偏控制的冲击；在所述纠偏流机动控制中加入侧滑角限制，用于防止无人机侧向载荷超限；以及在纠偏机动的横向控制支路中需加入滚转角权限限制，以避免近地滚转纠偏导致机翼擦地。本发明的无人机侧风着陆控制方法在着陆控制过程将侧偏修正与纠偏流机动结合起来，解决了着陆过程的协调控制与纠偏流机动控制的匹配问题，实现滚转姿态受限/侧滑受限条件下的安全着陆，可显著提升无人机侧风着陆过程安全性。

Description

一种无人机侧风着陆控制方法

技术领域

本发明属于无人机飞行控制技术领域，尤其涉及一种无人机侧风着陆控制方法。

背景技术

无人机在着陆过程的飞行高度、速度、构型均需要做出较大调整，在着陆近地过程无人机还会受到地效气动、风场切变等影响，因此无人机着陆过程是事故高发的阶段之一。其中着陆风场的侧风分量对着陆过程是一种非常不利的影响，受侧风影响飞机航向直接受到扰动，进而影响到飞机着陆侧偏控制。若采用常规侧滑法着陆，虽然可以保证飞机航向对正跑道，但飞机需要往复调整侧滑与滚转姿态以抵消侧风作用，侧滑角与飞机滚转角的不断调整对飞机着陆航迹控制造成不良扰动。在强侧风条件下，飞机平衡侧风的滚转角有可能超出机翼横滚擦地角限制，从而影响飞行安全。若采用偏流法着陆，虽然可以避免飞机侧滑角与滚转角的往复调整，但偏流角在着陆接地过程会对起落架造成较大侧向冲击，同样会增加侧风着陆风险。本发明采用基于偏流角的侧风着陆策略，提出一种纠偏流控制律构架，可有效提升侧风着陆过程的安全性。

发明内容

本发明的目的是提供一种无人机侧风着陆控制方法，避免了侧滑法侧风着陆导致的横航向往复操纵问题，同时解决了偏流法接地前的纠偏流机动的安全性问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种无人机侧风着陆控制方法，其包括

建立无人机着陆的纠偏流机动控制，所述纠偏流的机动控制用于减小飞机偏流角β_w；

在所述纠偏流机动控制中加入航向机动预留控制，用于减少减小纠偏流机动对飞机侧偏控制的冲击；

在所述纠偏流机动控制中加入侧滑角限制，用于防止无人机侧向载荷超限；以及

在纠偏机动的横向控制支路中需加入滚转角权限限制，以避免近地滚转纠偏导致机翼擦地。

进一步的，所述纠偏流机动的控制量为航向角。

进一步的，在建立纠偏流机动控制之前，还需建立无人机侧风着陆的限制函数，所述限制参数包括：

主轮交叉角强度限制函数β_{gear_lim}＝f(G,V_y)，其中G为飞机重量、Vy为接地下沉率；

无人机滚转擦地角限制函数

其中H_base表示停机状态机翼距地面基本高度，H_relative表示飞机轮底距机场地面相对高度，l表示飞机翼展长度。

进一步的，所述纠偏流机动控制中包括航向角控制外环和偏航角速率控制内环，其中

航向角控制的航向运动微分方程为：

其中ψ表示航向角，θ为俯仰角，ω_y表示偏航角速率，ω_z表示俯仰角速率；

偏航角速率控制的偏航角速率指令ω_yc＝K_Decrab·(ψ_c-ψ)。

进一步的，加入航向偏差死区后的ω_yc指令解算方法为：

ω_yc＝f_ψDZ(ψ_c-ψ)·K_Decrab，

其中航向偏差控制死区范围为[-DZ,DZ]，航向机动预留函数f_ψDZ(x)为：

其中参数DZ满足下列条件：DZ＜β_{gear_lim}+(ψ_c-ψ)·δ_ψ％，δ_ψ％为纠偏流航向控制超调量。

进一步的，为实现侧滑角限制，需要建立偏航角速率指令限制与侧滑角限制函数，

由于偏航角速率指令限制，限幅后的偏航角速率指令ω_yc.sat为

其中偏航角速率指令ω_yc的限幅函数可表示为：

偏航角速率限制参数SAT根据飞机方向舵航向最大偏航速率控制能力确定；

侧滑限制函数受限于飞机侧滑限制值与偏航角速率限制参数SAT两个条件，侧滑限制非线性函数表示如下：

上式中-β₁～β₁为正常机动侧滑角范围，-β₂～β₂为最大允许机动侧滑角范围；

经上述算法处理后，得偏航角速率偏差指令△ω_yc为：

进一步的，横向支路中滚转角指令限制值根据

确定，滚转角指令限制函数描述如下：

本发明的无人机侧风着陆控制方法在着陆控制过程将侧偏修正与纠偏流机动结合起来，解决了着陆过程的协调控制与纠偏流机动控制的匹配问题。本发明提出的控制律构架可解决着陆接地过程纠偏流机动与侧偏修正匹配问题，实现滚转姿态受限/侧滑受限条件下的安全着陆，可显著提升无人机侧风着陆过程安全性。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1是本发明中侧风条件下飞机偏流法着陆示意图；

图2是本发明的纠偏流控制律结构图；

图3是本发明侧风着陆完整控制律构架；

图4是本发明侧风着陆典型剖面图；

图5是现有技术的侧风着陆实例与本发明的方法对比仿真结果。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

本发明提出了无人机侧风着陆控制方法，适用于大翼展无人机，在飞机着陆控制过程将侧偏修正与纠偏流机动结合起来，解决了着陆过程的协调控制与纠偏流机动控制的匹配问题。

本发明的无人机侧风着陆控制方法可包括如下步骤：

一：建立着陆参数限制函数

侧风着陆主要的限制函数主要包括起主轮交叉角强度限制函数与飞机滚转擦地角限制函数。

主轮交叉角定义为地速方向与主轮夹角，其限制可运用限制函数β_{gear_lim}＝f(G,V_y)描述，交叉角限制值β_{gear_lim}随飞机重量G、接地下沉率V_y相关，具体参数可根据起落架强度设计结果给出。

飞机滚转擦地限制角γ_{flare_lim}可运用函数

计算得到，H_base表示停机状态机翼距地面基本高度，H_relative表示飞机轮底距机场地面相对高度，l表示飞机翼展长度。在飞机翼展、起落架布局确定条件下，飞机轮底相对机场地面高度H_relative越高，滚转擦地限制角越大。

二：纠偏流控制律设计

本发明在飞机着陆初期采用偏流法完成横航向控制，偏流法着陆示意图如图1所示。若飞机受左侧风V_w扰动，偏流法通过指令侧滑角0°实现飞机机头始终指向来流方向，此时飞机航向与地速方向形成偏流角β_w。在飞机着陆接地前完成纠偏流机动，纠偏流机动的控制目标是减小飞机偏流角，以降低偏流着陆对起落架的冲击。本发明中将纠偏流机动的控制量定为航向角，在消除航向偏差的同时偏流角可得到有效减小，这样的设计可同时减小航向偏离对着陆滑跑侧偏控制的影响。

纠偏流控制律由航向角控制外环和偏航角速率控制内环构成，在航向运用方向舵实现偏航角的直接控制。根据飞机航向力矩方程可知

若采用方向舵δ_y为航向主控量，副翼δ_x配合协调控制，那么可实现偏航角速率ω_y的有效控制。上式中ω_y表示偏航角速率，

表示偏航力矩对侧滑的大导数，β表示侧滑角，

表示偏航力矩对滚转角速率的大导数，ω_x表示滚转角速率，

表示偏航力矩对偏航角速率的大导数，ω_y表示偏航角速率，

表示副翼产生的偏航力矩大导数，δ_x表示副翼偏度，

表示方向舵产生的偏航力矩大导数，δ_y表示方向舵偏度，△M_yconst表示航向不对称力矩。

根据航向运动微分方程可知：

当滚转角γ和俯仰角θ较小时，偏航角速率ω_y近似为偏航角的微分。上式中ψ表示航向角，ω_z表示俯仰角速率。

这样控制系统可以构成“偏航角—偏航角速率—偏航控制力矩”的控制构架。根据上述推导，可实现

的典型控制构架，进而完成控制律各回路设计。

纠偏流控制律组成机理框图如图2所示，横向控制根据侧偏等信息解算出横向操纵力矩M_xc完成水平面轨迹控制；航向控制根据给定航向指令ψ_c(跑道着陆航向)与航向反馈ψ的偏差，通过航向偏差比例增益K_Decrab解算得到偏航角速率指令ω_yc，偏航角速率指令ω_yc与偏航角速率ω_y反馈的偏差经过无静差控制律(例如比例积分PI算法)，最终形成航向操纵力矩指令M_yc，其算法描述为：

上式中偏航角速率指令ω_yc＝K_Decrab·(ψ_c-ψ)，K_P为比例增益，K_I为积分增益，s为微分算子；

横、航向操纵力矩指令最终经过效能分配算法得到副翼指令δ_x与方向舵指令δ_y。

三：航向机动预留算法

工程实际设计中，全权限的纠偏流机动可能导致方向舵用量较大、侧滑较大的情况，侧滑长时间的作用会带来附加的侧向偏差扰动。考虑到主起落架交叉角限制范围，航向偏差在安全范围内可以不主动纠偏流，使飞机带着安全的偏流角完成着陆接地，以此减小纠偏流机动对飞机侧偏控制的冲击。加入航向偏差死区后的ω_yc指令解算方法为：ω_yc＝f_ψDZ(ψ_c-ψ)·K_Decrab其中航向偏差控制死区范围为[-DZ,DZ]，航向机动预留函数f_ψDZ(x)可表示为：

其中参数DZ的选取需要综合考虑起落架交叉角限制与航向控制超调，DZ选取需满足如下基本条件：DZ＜β_{gear_lim}+(ψ_c-ψ)·δ_ψ％

上式中δ_ψ％为纠偏流航向控制超调量。

四：纠偏流机动侧滑限制

整个纠偏流机动过程侧滑角处于开环状态，考虑到飞机进入大侧滑状态气动特性将出现不同程度的恶化，同时大侧滑角状态可能导致飞机侧向载荷超限，因此纠偏流控制律中需要加入侧滑角限制作为重要的保护算法。为实现侧滑角限制，需要完成偏航角速率指令限制与侧滑角限制函数的设计。

考虑偏航角速率指令限制，限幅后的偏航角速率指令ω_yc.sat为

其中偏航角速率指令ω_yc的限幅函数可表示为：

偏航角速率限制参数SAT可根据飞机方向舵航向最大偏航速率控制能力确定。

侧滑限制函数需综合考虑飞机侧滑限制值与偏航角速率限制参数SAT两个条件，侧滑限制非线性函数表示如下：

上式中-β₁～β₁为正常机动侧滑角范围，-β₂～β₂为最大允许机动侧滑角范围。经上述算法处理后，偏航角速率偏差指令△ω_yc为：

五：滚转受限条件的侧偏控制律设计

随着飞机高度的减小，受飞机滚转擦地角限制，飞机可用滚转角权限随之变小。在纠偏横向控制支路中需加入滚转角权限限制，以避免近地滚转纠偏导致机翼擦地。控制律中横向支路中滚转角指令限制值根据

确定，滚转角指令限制函数描述如下：

整个控制律的详细构架参见图3所示，着陆控制由铅垂面轨迹控制、水平面轨迹控制、偏航支路控制三部分组成。铅垂面控制完成着陆下滑道跟踪与拉平控制。水平面轨迹控制完成侧偏控制，实现飞机水平面轨迹跟踪功能，控制律根据侧偏解算得到地速方向增量指令ψ_Vdc，与航向角指令ψ_c与地速方向ψ_Vd综合后经航向比例增益K_ψ后得到指令滚转角。考虑到大翼展飞机在近地过程不允许出现较大滚转角，此处近地滚转角限制值γ_Lim简化为3°恒值。经过限幅处理的滚转角指令γ_c与滚转角γ综合后经过滚转比例增益K_γ处理后得到滚转角速率指令ω_xc。滚转角速率指令ω_xc与滚转角速率ω_x综合后经比例积分算法解算后得到横向控制力矩指令M_xc。偏航支路由空中侧滑指令与纠偏流两个模态组成。空中飞行航向控制律由指令侧滑β_c与侧滑角β综合后经过比例积分PI控制器解算得到偏航控制力矩指令M_yc，控制飞机无侧滑协调飞行。在飞机接地前航向切换至纠偏流控制律，航向角指令ψ_c与航向ψ综合后经航向机动预留算法处理，通过比例增益K_Decrab后得到偏航角速率指令ω_yc；考虑飞机实际偏航角速率控制能力，限幅后得到偏航角速率实际指令ω_yc.sat，与偏航角速率反馈ω_y以及侧滑限制支路综合后得到偏航角速率指令偏差△ω_yc，经过比例积分PI算法解算后得到航向控制力矩指令M_yc。

飞机整个侧风着陆按照飞机相对机场高度划分为三个阶段，铅垂面轨迹示意如图4所示。在最终进近阶段，铅垂面完成下滑道精确跟踪控制，水平面完成侧偏精确跟踪控制，偏航支路完成0侧滑控制；拉平阶段铅垂面完成拉平控制，降低飞机下沉率，水平面完成侧偏精确跟踪控制，航支路完成0侧滑控制；纠偏流阶段铅垂面完成拉平控制，降低飞机下沉率，水平面完成滚转角受限条件下的侧偏控制，偏航支路完成纠偏流机动，使飞机航向对正跑道中线。

如图5所示即为偏流法侧风着陆与侧滑法侧风着陆仿真结果对比，由仿真对比结果可知：本发明的控制方法在最终进近过程中始终保持侧滑角在0°附近，滚转角受扰较小，侧风条件下不需要用附加滚转角平衡侧力；接地前纠偏流机动快速有效，飞机接地时偏流角基本消除，后续地面滑行没有出现明显的侧偏扰动。侧滑法飞行通过建立侧滑角来保证飞机航向对正跑道，飞机需要右滚平衡侧滑导致的侧力；在拉平时为避免机翼擦地，减小滚转角至3°，此时3°滚转角不足以平衡侧风影响，飞机向左偏离，接地后的附加航向偏差、侧向偏差导致飞机滑跑出现大幅度往复调整。由对比仿真可知，本发明的“偏流法+纠偏流机动”控制方法可有效提升大翼展无人机侧风着陆的安全性。

本发明提供无人机侧风着陆控制方法在飞机着陆控制过程将侧偏修正与纠偏流机动结合起来，解决了着陆过程的协调控制与纠偏流机动控制的匹配问题。本发明提出的控制律构架可解决着陆接地过程纠偏流机动与侧偏修正匹配问题，实现滚转姿态受限/侧滑受限条件下的安全着陆。经试飞验证，该套技术可显著提升无人机侧风着陆过程安全性。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种无人机侧风着陆控制方法，其特征在于，所述无人机侧风着陆控制方法包括

建立无人机侧风着陆的限制函数，所述限制函数包括：

主轮交叉角强度限制函数β_{gear_lim}＝f(G,V_y)，其中G为飞机重量、Vy为接地下沉率；

无人机滚转擦地角限制函数

其中H_base表示停机状态机翼距地面基本高度，H_relative表示飞机轮底距机场地面相对高度，l表示飞机翼展长度；

建立控制量为航向角的无人机着陆的纠偏流机动控制，所述纠偏流的机动控制用于减小飞机偏流角β_w；

在所述纠偏流机动控制中加入航向机动预留控制，用于减小纠偏流机动对飞机侧偏控制的冲击；

在所述纠偏流机动控制中加入侧滑角限制，用于防止无人机侧向载荷超限；以及

在纠偏流机动的横向控制支路中需加入滚转角权限限制，以避免近地滚转纠偏导致机翼擦地。

2.根据权利要求1所述的无人机侧风着陆控制方法，其特征在于，所述纠偏流机动控制中包括航向角控制外环和偏航角速率控制内环，其中

航向角控制的航向运动微分方程为：

其中ψ表示航向角，θ为俯仰角，γ为滚转角，ω_y表示偏航角速率，ω_z表示俯仰角速率；

偏航角速率控制的偏航角速率指令ω_yc＝K_Decrab·(ψ_c-ψ)，ψ_c为航向角指令，K_Decrab为航向偏差比例增益。

3.根据权利要求2所述的无人机侧风着陆控制方法，其特征在于，加入航向偏差死区后的ω_yc指令解算方法为：ω_yc＝f_ψDZ(ψ_c-ψ)·K_Decrab，其中航向偏差控制死区范围为[-DZ,DZ]，航向机动预留函数f_ψDZ(x)为：

其中参数DZ满足下列条件：DZ<β_{gear_lim}+(ψ_c-ψ)·δ_ψ％，δ_ψ％为纠偏流航向控制超调量，K_Decrab为纠偏流控制比例增益，β_{gear_Lim}为起落架交叉角限制值，ψ_c为航向角指令，ψ为航向角。

4.根据权利要求3所述的无人机侧风着陆控制方法，其特征在于，为实现侧滑角限制，需要建立偏航角速率指令限制与侧滑角限制函数，

由于偏航角速率指令限制，限幅后的偏航角速率指令ω_yc.sat为

其中偏航角速率指令ω_yc的限幅函数可表示为：

偏航角速率限制参数SAT根据飞机方向舵航向最大偏航速率控制能力确定；

侧滑限制函数受限于飞机侧滑限制值与偏航角速率限制参数SAT两个条件，侧滑限制非线性函数表示如下：

上式中-β₁～β₁为正常机动侧滑角范围，-β₂～β₂为最大允许机动侧滑角范围；

经上述算法处理后，得偏航角速率偏差指令△ω_yc为：

上式中，β为侧滑角，ω_y为偏航角速率，

f_ψDZ为航向机动预留函数，ψ_c为航向角指令，ψ为航向角。

5.根据权利要求4所述的无人机侧风着陆控制方法，其特征在于，横向支路中滚转角指令限制值根据

确定，滚转角指令限制函数描述如下：

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