CN108958271A - 一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，包括时序上的多个进近协调控制阶段：自然减速段、动态减速段、距离减速段和位置控制段，从结构上除常规复合翼无人机主控制器和多个进近阶段协调控制方法之外，包括如下控制子策略：1、副翼用作扰流板辅助减速策略；2、四旋翼油门缓起策略；3、高度控制分阶段策略；4、动态减速段动态减速策略。复合翼无人机进入进近阶段以后，按照上述顺序依次执行四个阶段协调控制方法，在相应条件下触发增加的控制子策略，直到到达垂直降落点上方。通过多阶段的协调控制方法，提高了复合翼无人机进近过程的控制精度、鲁棒性与稳定性，从而提高了复合翼无人机全自动航线飞行的安全性与可靠性。

Description

一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法

技术领域

本发明涉及一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，它是用于使复合翼无人机在自动航线飞行结束期平稳进近的协调控制方法。通过多阶段的进近协调控制方法，可以提高复合翼无人机在自动航线最后阶段进近过程的姿态角控制精度、鲁棒性和稳定性，属于复合翼无人机控制技术领域。

背景技术

复合翼无人机是一种兼具固定翼平飞优势与四旋翼垂直起降能力的无人机，其本体结构包含了四旋翼与固定翼两组动力系统；固定翼系统主要用于平飞和巡航，四旋翼系统主要用于在无机场跑道的情形下的垂直起落。

复合翼无人机结构本身不复杂，但当处于自动航线进近过程时两套系统同时工作，由于四旋翼转动形成的下洗流会干扰来流，影响固定翼系统主升力面和控制舵面的效果。因此，进近过程的复合翼无人机是一个强耦合、非线性的复杂被控对象，这一情况在空速较高时尤为明显。

复合翼无人机在进场阶段主要存在以下几个问题和矛盾：1、受制于载荷指标，四旋翼系统的电池设计续航时间较短，在减速过程旋翼工作时间不宜过长；2、固定翼与旋翼动力系统的工作空速范围有巨大差异，固定翼适合的巡航空速远远大于四旋翼适合的巡航空速；3、受制于飞机重量要求，复合翼无人机的机翼结构强度不能过度冗余，因此，当空速较高时启动四旋翼，如果旋翼转速过高，机翼升力与四旋翼升力会各自产生较大且方向一致的弯矩，很容易对翼根处造成结构破坏；4、除飞机结构强度的限制外，在空速较高时启动旋翼，若旋翼转速过高，其转动产生的下洗流会对固定翼主要翼面和舵面的来流造成较大影响，威胁飞行稳定性；5、受制于固定翼舵面在低速时效率低下，固定翼对进场阶段减速作用有限，而四旋翼系统在控制高度和减速时存在转速不宜过高和启动时间不宜过长的双重矛盾(即减速过慢，旋翼电池续航时间无法满足要求，减速过快，又容易造成3、4所述问题)；6、如果在空速较高时保护机翼结构，就需要降低旋翼油门输出值，而这容易引起四旋翼电机姿态控制饱和。

发明内容

本发明的目的在于提出一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，通过设计多阶段的进近协调控制方法，使进近过程的复合翼无人机地速与姿态角跟踪情况更好，控制精度更高，具有更强的鲁棒性与更好的稳定性，能在一定程度上抑制姿态扰动，一定程度上解决了上述问题。

首先，统一了传感器数据的使用标准，当四旋翼系统未启动时，使用空速作为条件判据；当四旋翼系统介入之后，使用地速作为条件判据与控制指标。

其次，规定了四旋翼系统、固定翼系统协调控制分配的方案。协调控制方法在时序上主要由自然减速段、动态减速段、距离减速段和位置控制段构成。不同阶段执行不同的协调控制分配策略。

本发明一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，解决其技术问题所采用的技术方案是：该方法将进近过程在时序上分为自然减速段、动态减速段、距离减速段和位置控制段，当无人机刚进入进近段时，首先进入自然减速段，直到空速v_a、地速v_g同时不大于失速空速v_l后进入动态减速段，当地速v_g不大于四旋翼巡航空速v_q时退出动态减速段，进入距离减速段，直到飞机距离目标航点水平投影距离不大于固定距离判据L₁时，退出距离控制段，进入位置控制段。各段所执行不同的协调控制分配策略，具体如下：

自然减速段执行如下控制策略：(1)、固定翼系统油门关闭；(2)、四旋翼系统仅进行高度控制，不进行姿态控制，固定翼系统用于控制姿态；(3)、飞机不进行位置控制和速度控制，仅控制地速矢量方向，即地速期望大小为当前地速大小，地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(4)、副翼除控制滚转角外，还会同时向下偏转用作扰流板以辅助减速，与滚转姿态控制输出量叠加；(5)、自然减速段退出条件为地速降至飞机失速空速。

动态减速段执行如下控制策略：(1)、飞机不进行位置控制，速度控制作为最外环控制器；(2)、该段飞机地速期望为当前周期地速减去一定值，减去值的大小根据实际地速大小确定，具体计算方式参见式(2)，地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(3)、固定翼系统油门在减速过快时介入辅助控制，用以避免飞机俯仰姿态的异常；(4)、四旋翼系统的高度控制器为分条件的阻尼控制；(5)、该段四旋翼系统和固定翼系统均参与控制；(6)、该段副翼用作扰流板辅助减速控制器参加控制；(7)、动态减速段不通过X型四旋翼斜对侧电机差动直接控制航向，而通过俯仰滚转控制地速矢量方向的方法间接控制航向；(8)、四旋翼系统俯仰、滚转通道姿态正常控制；(9)、动态减速段的退出条件为地速降至四旋翼巡航速度。

距离减速段执行如下控制策略：(1)、飞机不进行位置控制，固定翼系统不参与控制，仅四旋翼系统参与控制；(2)、根据当前地理坐标距下一目标航点的水平面投影距离进行减速，地速期望大小与该距离正相关，地速期望方向为飞机当前位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(3)、距离减速段退出条件为距离最终垂直降落航点一定距离L₁以内，L₁根据具体的飞机减速特性选取；(4)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制。

位置控制段执行如下控制策略：(1)、固定翼系统关闭，仅四旋翼系统参加控制；(2)、将水平位置期望作为最外环控制期望，位置期望为当前位置基础上进行地速期望积分累加；(3)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制；(4)、位置控制段结束条件为飞机到达垂直降落点上方。

本发明一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，有益效果是：

(1)设计了多阶段的进近协调控制方法，而没有过大增加算法本身的复杂度，降低了复合翼无人机开发过程中的调试成本。

(2)充分利用了四旋翼系统和固定翼系统在不同地速下各自的特点与优势，最大程度发挥了两套系统用于进近过程减速的能力。

(3)减少了进近过程所需时间，降低了单次自动飞行任务四旋翼系统所需电量，为复合翼无人机进一步减重与提高载荷能力提供了优化空间。

(4)通过副翼用作扰流板的控制子策略，固定翼系统合理分担了部分减速过程中四旋翼系统承担的动力学载荷，降低了固定翼系统机翼与四旋翼系统结构破坏的风险。

(5)动态减速段对减速快慢进行在线动态调整，降低了因减速过快或过慢引起的姿态角波动。

(6)动态减速段高度控制采用的有条件的阻尼控制，避免了四旋翼系统姿态控制饱和，从而提高了进近过程的飞行可靠性。

(7)多阶段的进近控制策略，提高了进近阶段姿态角控制精度、稳定性与鲁棒性，从而提高了复合翼无人机自动航线飞行的可靠性。

附图说明

下面将结合附图及实施例对本发明专利作进一步说明，附图中：

图1是本发明专利中进近过程协调控制方法的时序逻辑。

图2为本发明专利中自然减速段控制系统总体结构。

图3为本发明专利中动态减速段控制系统总体结构。

图4为本发明专利中距离减速段控制系统总体结构。

图5为本发明专利中位置控制段控制系统总体结构。

具体实施方式

为了对本发明专利的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明专利的具体实施方式。

如图1所示，当无人机刚进入进近段时，首先进入自然减速段，直到空速v_a、地速v_g同时不大于失速空速v_l后进入动态减速段，当地速v_g不大于四旋翼巡航空速v_q时退出动态减速段，进入距离减速段，直到飞机距离目标航点水平投影距离不大于固定距离判据L₁时，退出距离控制段，进入位置控制段。

如图2所示的自然减速段，x₀，y₀，x₁，y₁与x，y分别表示上一目标航点，下一目标航点与飞机当前的水平地理坐标，v_g-x，v_g-y表示地速在水平坐标轴x，y方向上的分量，h_d表示高度期望,h，v_z分别表示当前高度与垂向速度，θ，φ分别表示俯仰角、滚转角、俯仰角速率、滚转角速率、偏航角速率，θ_d，φ_d 分别表示俯仰角期望、滚转角期望与偏航角速率期望，δ_aileron,δ_elevator,δ_rudder,δ_col分别为副翼、升降舵、方向舵与四旋翼油门的输出值，δ′_rudder为两侧副翼同时向下偏转用于辅助减速的输出值。在自然减速段，副翼用作扰流板的输出值为固定值δ′_aileron0，该输出量的选取能保证副翼在最大程度达到辅助减速功能的同时在滚转角控制上不出现控制饱和，与具体飞机模型有关，该自然减速段具体细节如下：(1)、固定翼系统油门不参与控制，仅舵面参与控制，根据x₀，y₀，x₁，y₁,x，y与v_g-x，v_g-y，固定翼与四旋翼系统共同的外环控制器解算出θ_d，φ_d，固定翼姿态控制器再根据θ_d，φ_d，与飞机实时的θ，φ，计算出固定翼系统舵面输出δ_aileron,δ_elevator,δ_rudder交给固定翼系统舵面执行机构执行；(2)、四旋翼系统仅进行高度控制，不进行姿态控制，即根据目标航线状态计算出h_d，四旋翼高度控制器根据h_d与当前h，v_z计算出四旋翼系统油门控制输出量δ_col，交给四旋翼电机执行；(3)、副翼用作扰流板的输出值的固定值δ′_aileron0，交给固定翼系统舵面执行机构执行；(4)、飞机不进行位置控制和速度控制，仅控制地速矢量方向，即地速期望大小为当前地速大小，地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(5)、自然减速段退出条件为地速降至飞机失速空速v_l。

如图3所示的动态减速段,a为该段地速减速的加速度，根据地速误差情况进行在线动态调整，v_g-d为地速期望大小，δ_roll，δ_pitch分别为四旋翼在滚转，俯仰和偏航通道上的控制输出量。该段具体细节如下：(1)、飞机不进行位置控制，地速控制作为最外环控制器，固定翼与四旋翼系统共同的外环控制器根据当前x₀，y₀，x₁，y₁，x，y与v_g-x，v_g-y计算出θ_d，φ_d，与地速期望v_g-d,地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影，地速期望标量大小计算公式参见式②；(3)、固定翼系统油门在减速过快时介入辅助控制，用以避免飞机俯仰姿态的异常；(4)、四旋翼系统的高度控制器为分条件的阻尼控制，四旋翼高度控制器根据目标航线状态计算出的h_d与实时的h，v_z计算出δ_col，交给四旋翼电机执行机构执行，其中，垂向速度期望计算公式参见式③；(5)、该段四旋翼系统和固定翼系统所有执行机构均参与控制，固定翼姿态控制器根据θ_d，φ_d，与θ，φ，计算出δ_aileron,δ_elevator,δ_rudder并交给固定翼系统舵面执行机构执行，四旋翼姿态控制器根据θ_d，φ_d，与θ，φ，计算出δ_roll，δ_pitch，交给四旋翼系统电机执行机构执行；(6)、该段副翼用作扰流板辅助减速控制器参加控制,副翼用作扰流板控制器依据v_g-d与v_g计算出δ′_rudder，交给副翼执行，具体计算公式参见式①；(7)、动态减速段不通过X型四旋翼斜对侧电机差动直接控制航向，而通过俯仰滚转控制地速矢量方向的方法间接控制航向；(8)、四旋翼系统俯仰、滚转通道姿态正常控制；(9)、动态减速段的退出条件为地速降至四旋翼巡航速度v_q。图3所示动态减速段，副翼用作扰流板控制方法为有条件的比例控制器，副翼用作扰流板输出值计算公式如式②所示。

式中，δ′_aileron表示副翼用作扰流板的舵机行程输出值，v_g-d表示地速期望,k_p为相应的比例项控制参数。

动态减速段的速度控制为地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影，地速期望大小按照当前周期递减，第k+1个周期地速期望大小v_g-d(k+1)与第k周期地速大小v_g(k)满足如式②所示关系。

式中，Δv₁，Δv₂，Δv₃，v_g1，v_g2，v_g3为预设的值，用以适应不同地速范围下的减速过程，根据不同飞机和不同进近过程进行调整，通常情况下，Δv₁＜Δv₂＜Δv₃。

在动态减速段，高度控制为有条件的阻尼控制，即当高度误差为正时，高度正常控制，高度误差为负，根据控制器解算出垂向速度期望值增加反方向的前馈补偿值以提高油门输出的下限值。第k个周期垂向速度期望v_z-d(k)计算公式如式③所示。

式中，h_e(k)表示第k个周期高度误差，k_i、h_e(i)、k_ff分别表示积分项参数，第i个周期的高度误差与前馈项参数。

对于如图2所示的自然减速段与如图3所示的动态减速段，旋翼电机油门控制器PID计算正常解算，电机油门中立值δ_neu从δ₁开始往上增加，δ₁值的大小与具体的机型有关，计算公式如式④所示。

式中，δ_hover为悬停所需的油门中立值，v_g0表示进入进近阶段初始时刻的地速大小。

如图4所示的距离减速段，具体细节如下：(1)、飞机不进行位置控制，固定翼系统不参与控制，仅四旋翼系统参与控制，根据x₀，y₀，x₁，y₁,x，y与v_g-x，v_g-y，固定翼与四旋翼系统共同的外环控制器解算出θ_d，φ_d，(2)、根据当前地理坐标距下一目标航点的水平面投影距离进行减速，地速期望大小与该距离正相关，计算参见式⑤，地速期望方向为飞机当前位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(3)、距离减速段退出条件为距离最终垂直降落航点一定距离L₁以内，L₁根据具体的飞机减速特性选取；(4)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制，四旋翼高度控制器根据目标航线状态计算出的h_d与实时的h，v_z计算出δ_col，交给四旋翼电机执行机构执行，四旋翼姿态控制器根据θ_d，φ_d，与实时θ，φ，计算出δ_roll，δ_pitch，δ_yaw，交给四旋翼电机执行机构进行执行。距离减速段地速期望在x，y轴上的投影v_d-x，v_d-y计算公式如式⑤所示。

如图5所示的位置控制段，具体细节如下：(1)、固定翼系统不参与控制，仅四旋翼系统参加控制；(2)、水平位置期望作为最外环控制期望，地速规划模块根据x₀，y₀，x₁，y₁,x，y计算出地速期望在x，y轴上的分量v′_d-gx，v′_d-gy，具体计算参见式(7)，在当前位置基础上进行地速期望积分累加，计算出位置期望在x，y轴上的分量x_d，y_d；(3)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制,四旋翼高度控制器根据目标航线状态计算出的h_d与实时的h，v_z计算出δ_col，交给四旋翼电机执行机构执行，四旋翼姿态控制器根据θ_d，φ_d，与实时θ，φ，计算出δ_roll，δ_pitch，δ_yaw，交给四旋翼电机执行机构进行执行；(4)、位置控制段结束条件为飞机到达垂直降落点上方。x_d，y_d在单个解算周期Δt内计算公式如式⑥所示。

(x_d，y_d)＝(x+v′_d-gxΔt，y+v′_d-gyΔt) ⑥

式中，v′_d-gx，v′_d-gy表示地速期望在x，y轴上的分量，其值的大小与当前航线状态有关，计算公式如式⑦所示。

以上述本发明专利的设计方案为启示，根据上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明专利技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明专利的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (5)

1.一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，其特征在于：该方法将进近过程在时序上分为自然减速段、动态减速段、距离减速段和位置控制段，当无人机刚进入进近段时，首先进入自然减速段，直到空速v_a、地速v_g同时不大于失速空速v_l后进入动态减速段，当地速v_g不大于四旋翼巡航空速v_q时退出动态减速段，进入距离减速段，直到飞机距离目标航点水平投影距离不大于固定距离判据L₁时，退出距离控制段，进入位置控制段；各段所执行不同的协调控制分配策略。

2.根据权利要求1所述的一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，其特征在于：所述的自然减速段执行如下控制策略：(1)、固定翼系统油门关闭；(2)、四旋翼系统仅进行高度控制，不进行姿态控制，固定翼系统用于控制姿态；(3)、飞机不进行位置控制和速度控制，仅控制地速矢量方向，即地速期望大小为当前地速大小，地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(4)、副翼除控制滚转角外，还会同时向下偏转用作扰流板以辅助减速，与滚转姿态控制输出量叠加；(5)、自然减速段退出条件为地速降至飞机失速空速。

3.根据权利要求1所述的一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，其特征在于：所述的动态减速段执行如下控制策略：(1)、飞机不进行位置控制，速度控制作为最外环控制器；(2)、该段飞机地速期望为当前周期地速减去一定值地速期望方向为飞机进入进近段初始时刻位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(3)、固定翼系统油门在减速过快时介入辅助控制，用以避免飞机俯仰姿态的异常；(4)、四旋翼系统的高度控制器为分条件的阻尼控制；(5)、该段四旋翼系统和固定翼系统均参与控制；(6)、该段副翼用作扰流板辅助减速控制器参加控制；(7)、动态减速段不通过X型四旋翼斜对侧电机差动直接控制航向，而通过俯仰滚转控制地速矢量方向的方法间接控制航向；(8)、四旋翼系统俯仰、滚转通道姿态正常控制；(9)、动态减速段的退出条件为地速降至四旋翼巡航速度。

4.根据权利要求1所述的一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，其特征在于：所述的距离减速段执行如下控制策略：(1)、飞机不进行位置控制，固定翼系统不参与控制，仅四旋翼系统参与控制；(2)、根据当前地理坐标距下一目标航点的水平面投影距离进行减速，地速期望大小与该距离正相关，地速期望方向为飞机当前位置指向目标航点矢量方向的水平投影；(3)、距离减速段退出条件为距离最终垂直降落航点一定距离L₁以内，L₁根据具体的飞机减速特性选取；(4)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制。

5.根据权利要求1所述的一种复合翼无人机进近过程的协调控制方法，其特征在于：所述的位置控制段执行如下控制策略：(1)、固定翼系统关闭，仅四旋翼系统参加控制；(2)、将水平位置期望作为最外环控制期望，位置期望为当前位置基础上进行地速期望积分累加；(3)、该阶段四旋翼系统高度和姿态均正常控制；(4)、位置控制段结束条件为飞机到达垂直降落点上方。