CN109085849B - 一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法 - Google Patents

一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法 Download PDF

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Abstract

一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法；舰载无人机在整个着陆过程中，首先进入高度导引段，通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹，进行轨迹粗调；在相对机场高度200m时进入二维导引段，通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪；在相对机场高度15m时进入末端导引段，通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。本发明实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡，实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线，保证了无人机定点着陆的精度。

Description

一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法
技术领域
本发明涉及航空飞行控制技术领域，具体是应用于舰载无人机定点着陆的自主控制方法。
背景技术
相比有人舰载机定点着陆，无人舰载机具有智能化程度高、安全可靠、不受环境因素限制、无人员伤亡等优势。
无人舰载机陆基定点着陆试验既保证了舰载无人机系统的安全，又为舰载无人机在舰上拦阻着陆提供了技术储备和支撑。定点着陆不同于常规的着陆，常规着陆对着陆点精度要求不高，且着陆时控制无人机以较低的升降速度“飘落”着陆；而定点着陆对着陆点精度要求较高，整个着陆下滑过程无人机精确跟踪着陆下滑轨迹线，使无人机以固定姿态和升降速度实现“撞击式”着陆。
现有技术中存在如下问题：①舰载无人机从进场平飞段到着陆下滑段平稳过渡的问题；②舰载无人机精确跟踪着陆下滑线的问题；③舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线的问题。
发明内容
本发明的主要目的有：①解决舰载无人机从进场平飞段到着陆下滑段平稳过渡的问题；②解决舰载无人机精确跟踪着陆下滑线的问题；③解决舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线的问题。
为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法；舰载无人机在整个着陆过程中，首先进入高度导引段，通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹，进行轨迹粗调；在相对机场高度200m时进入二维导引段，通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪；在相对机场高度15m时进入末端导引段，通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。
所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制空速，所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制地速跟踪前向距离，所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度，发动机控制地速跟踪前向距离，航向由协调转弯切换为纠偏控制；通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计，实现舰载无人机定点着陆。
所述高度导引段的控制方法，根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值，采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值，在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹，发动机采用油门空速闭环控制器，纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯。
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ；
高度导引段纵向控制律为：
Figure GDA0001851671890000021
Figure GDA0001851671890000022
Figure GDA0001851671890000023
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(1)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000024
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000025
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000026
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000027
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000028
为升降速度积分系数，(3)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000029
为高度比例系数；
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值(Hg)，解算出升降速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000210
跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000211
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
高度导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA0001851671890000031
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(4)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000032
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000033
为指示空速积分系数；
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值
Figure GDA0001851671890000034
结合发动机配平油门
Figure GDA0001851671890000035
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”。
高度导引段横向控制律为：
Figure GDA0001851671890000036
Figure GDA0001851671890000037
Figure GDA0001851671890000038
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(5)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000039
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000310
为滚转角比例系数，(6)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000311
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000312
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000313
为预订航迹角比例系数，(7)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000314
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA00018516718900000315
跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000316
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(5)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
高度导引段航向控制律为：
Figure GDA00018516718900000317
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(8)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000041
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000042
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(8)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述二维导引段的控制方法，采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹，发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯。
二维导引段纵向控制律为：
Figure GDA0001851671890000043
Figure GDA0001851671890000044
Figure GDA0001851671890000045
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(9)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000046
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000047
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000048
为俯仰角比例系数，(10)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000049
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000410
为升降速度积分系数，(11)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000411
为高度比例系数；
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值(Hg)，解算出升降速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000412
跟踪(10)式中升降速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000413
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(9)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
二维导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA00018516718900000414
Figure GDA0001851671890000051
Figure GDA0001851671890000052
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律设计思路如下：
(12)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000053
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000054
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000055
为地速比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000056
为地速积分系数，(13)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000057
为前向距离比例系数；
控制器跟踪(13)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值
Figure GDA0001851671890000058
解算出地速给定值
Figure GDA0001851671890000059
跟踪(12)式中地速给定目标值
Figure GDA00018516718900000510
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure GDA00018516718900000511
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
二维导引段横向控制律为：
Figure GDA00018516718900000512
Figure GDA00018516718900000513
Figure GDA00018516718900000514
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(14)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000515
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000516
为滚转角比例系数，(15)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000517
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000518
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000519
为预订航迹角比例系数，(16)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000520
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA00018516718900000521
跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000522
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(14)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
二维导引段航向控制律为：
Figure GDA0001851671890000061
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(8)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000062
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000063
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(17)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述末端导引段的控制方法，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向，发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向采用升降速度保持控制器，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
末端导引段纵向控制律为：
Figure GDA0001851671890000064
Figure GDA0001851671890000065
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(18)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000066
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000067
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000068
为俯仰角比例系数，(19)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000069
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000610
为升降速度积分系数；
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000611
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(18)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“升降速度控制”。
末端导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA00018516718900000612
Figure GDA0001851671890000071
Figure GDA0001851671890000072
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律设计思路如下：
(20)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000073
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000074
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000075
为地速比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000076
为地速积分系数，(21)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000077
为前向距离比例系数；
控制器跟踪(21)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值
Figure GDA0001851671890000078
解算出地速给定值
Figure GDA0001851671890000079
跟踪(20)式中地速给定目标值
Figure GDA00018516718900000710
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure GDA00018516718900000711
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
末端导引段横向控制律为：
Figure GDA00018516718900000712
Figure GDA00018516718900000713
Figure GDA00018516718900000714
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(22)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000715
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000716
为滚转角比例系数，(23)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000717
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000718
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA00018516718900000719
为预订航迹角比例系数，(24)式中控制参数
Figure GDA00018516718900000720
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA00018516718900000721
跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA00018516718900000722
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(22)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
末端导引段航向控制律为：
Figure GDA0001851671890000081
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg； (26)式
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(25)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000082
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000083
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000084
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000085
为偏航角比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000086
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000087
为方向舵比例增益；
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ)，跟踪(25)中侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度
Figure GDA0001851671890000088
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
本发明的优点在于：
1、实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡。
2、实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。
3、实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线，保证了无人机定点着陆的精度。
附图说明
图1，本发明的高度导引段纵向控制律结构示意图。
图2，本发明的高度导引段发动机通道控制律结构示意图。
图3，本发明的高度导引段横向控制律结构示意图。
图4，本发明的高度导引段航向控制律结构示意图。
图5，本发明的二维导引段纵向控制律结构示意图。
图6，本发明的二维导引段发动机通道控制律结构示意图。
图7，本发明的二维导引段横向控制律结构示意图。
图8，本发明的二维导引段航向控制律结构示意图。
图9，本发明的末端导引段纵向控制律结构示意图。
图10，本发明的末端导引段发动机通道控制律结构示意图。
图11，本发明的末端导引段横向控制律结构示意图。
图12，本发明的末端导引段航向控制律结构示意图。
具体实施方式
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法；舰载无人机在整个着陆过程中，首先进入高度导引段，通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹，进行轨迹粗调；在相对机场高度200m时进入二维导引段，通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪；在相对机场高度15m时进入末端导引段，通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。
所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制空速，所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制地速跟踪前向距离，所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度，发动机控制地速跟踪前向距离，航向由协调转弯切换为纠偏控制；通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计，实现舰载无人机定点着陆。
所述高度导引段的控制方法，根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值，采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值，在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹，发动机采用油门空速闭环控制器，纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯。
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ；
高度导引段纵向控制律为：
Figure GDA0001851671890000091
Figure GDA0001851671890000092
Figure GDA0001851671890000093
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(1)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000101
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000102
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000103
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000104
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000105
为升降速度积分系数，(3)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000106
为高度比例系数；
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值(Hg)，解算出升降速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000107
跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000108
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
高度导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA0001851671890000109
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(4)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001010
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001011
为指示空速积分系数；
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值
Figure GDA00018516718900001012
结合发动机配平油门
Figure GDA00018516718900001013
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”。
高度导引段横向控制律为：
Figure GDA00018516718900001014
Figure GDA00018516718900001015
Figure GDA00018516718900001016
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(5)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001017
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001018
为滚转角比例系数，(6)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000111
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000112
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000113
为预订航迹角比例系数，(7)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000114
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA0001851671890000115
跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000116
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(5)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
高度导引段航向控制律为：
Figure GDA0001851671890000117
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(8)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000118
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000119
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(8)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述二维导引段的控制方法，采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹，发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯。
二维导引段纵向控制律为：
Figure GDA00018516718900001110
Figure GDA00018516718900001111
Figure GDA00018516718900001112
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(9)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000121
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000122
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000123
为俯仰角比例系数，(10)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000124
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000125
为升降速度积分系数，(11)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000126
为高度比例系数；
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值(Hg)，解算出升降速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000127
跟踪(10)式中升降速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000128
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(9)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
二维导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA0001851671890000129
Figure GDA00018516718900001210
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律设计思路如下：
(12)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001211
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001212
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001213
为地速比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001214
为地速积分系数，(13)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001215
为前向距离比例系数；
控制器跟踪(13)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值
Figure GDA00018516718900001216
解算出地速给定值
Figure GDA00018516718900001217
跟踪(12)式中地速给定目标值
Figure GDA00018516718900001218
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure GDA00018516718900001219
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
二维导引段横向控制律为：
Figure GDA00018516718900001220
Figure GDA00018516718900001221
Figure GDA0001851671890000131
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(14)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000132
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000133
为滚转角比例系数，(15)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000134
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000135
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000136
为预订航迹角比例系数，(16)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000137
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA0001851671890000138
跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000139
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(14)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
二维导引段航向控制律为：
Figure GDA00018516718900001310
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(8)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001311
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001312
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(17)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述末端导引段的控制方法，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向，发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向采用升降速度保持控制器，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
末端导引段纵向控制律为：
Figure GDA00018516718900001313
Figure GDA0001851671890000141
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(18)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000142
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000143
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000144
为俯仰角比例系数，(19)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000145
为升降速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000146
为升降速度积分系数；
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值
Figure GDA0001851671890000147
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(18)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“升降速度控制”。
末端导引段发动机通道控制律为：
Figure GDA0001851671890000148
Figure GDA0001851671890000149
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律设计思路如下：
(20)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001410
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001411
为指示空速比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001412
为地速比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001413
为地速积分系数，(21)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001414
为前向距离比例系数；
控制器跟踪(21)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值
Figure GDA00018516718900001415
解算出地速给定值
Figure GDA00018516718900001416
跟踪(20)式中地速给定目标值
Figure GDA00018516718900001417
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure GDA00018516718900001418
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
末端导引段横向控制律为：
Figure GDA00018516718900001419
Figure GDA0001851671890000151
Figure GDA0001851671890000152
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(22)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000153
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000154
为滚转角比例系数，(23)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000155
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000156
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure GDA0001851671890000157
为预订航迹角比例系数，(24)式中控制参数
Figure GDA0001851671890000158
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure GDA0001851671890000159
跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值
Figure GDA00018516718900001510
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(22)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
末端导引段航向控制律为：
Figure GDA00018516718900001511
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg； (26)式
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(25)式中控制参数
Figure GDA00018516718900001512
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001513
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001514
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001515
为偏航角比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001516
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure GDA00018516718900001517
为方向舵比例增益；
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ)，跟踪(25)中侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度
Figure GDA00018516718900001518
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
本方法实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡。实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线，保证了无人机定点着陆的精度。

Claims (5)

1.一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法；舰载无人机在整个着陆过程中，首先进入高度导引段，通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹，进行轨迹粗调；在相对机场高度200m时进入二维导引段，通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪；在相对机场高度15m时进入末端导引段，通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线；
所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制空速，所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹，发动机控制地速跟踪前向距离，所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度，发动机控制地速跟踪前向距离，航向由协调转弯切换为纠偏控制；通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计，实现舰载无人机定点着陆；
所述高度导引段的控制方法，根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值，采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值，在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹，发动机采用油门空速闭环控制器，纵向高度-升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯；
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ；
高度导引段纵向控制律为：
Figure FDA0003098619990000011
Figure FDA0003098619990000012
Figure FDA0003098619990000013
实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律如下：
(1)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000014
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000015
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000021
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000022
为升降速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000023
为升降速度积分系数，
Figure FDA0003098619990000024
为升降速度，(3)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000025
为高度比例系数；
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值Hg，解算出升降速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000026
跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000027
解算出俯仰角给定目标值θg，跟踪(1)式中俯仰角给定目标值θg，输出升降舵控制信号δe至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”；
高度导引段发动机通道控制律为：
Figure FDA0003098619990000028
实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律如下：
(4)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000029
为指示空速比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000210
为指示空速积分系数；
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值
Figure FDA00030986199900000211
结合发动机配平油门
Figure FDA00030986199900000212
输出发动机控制信号δp至发动机通道，VIAS为指示空速，从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”；
高度导引段横向控制律为：
Figure FDA00030986199900000213
Figure FDA00030986199900000214
Figure FDA00030986199900000215
实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制规律如下：
(5)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000216
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000217
为滚转角比例系数，(6)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000218
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000219
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000220
为预订航迹角比例系数，
Figure FDA00030986199900000221
为侧偏移速度，(7)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000222
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值Yg，解算出侧偏移速度的给定目标值
Figure FDA0003098619990000031
跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000032
和预定航线航迹角给定目标值ψkg，解算出滚转角给定目标值φg，跟踪(5)中滚转给定目标值φg，输出副翼控制信号δa至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”；
高度导引段航向控制律为：
Figure FDA0003098619990000033
实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律如下：
(8)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000034
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000035
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(8)式中滚转角φ和偏航角速率R，输出方向舵控制信号δr至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
2.根据权利要求1所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：所述二维导引段的控制方法，采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹，发动机采用地速-指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向高度-升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道为协调转弯。
3.根据权利要求2所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：二维导引段纵向控制律为：
Figure FDA0003098619990000036
Figure FDA0003098619990000037
Figure FDA0003098619990000038
实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律如下：
(9)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000039
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000310
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000311
为俯仰角比例系数，(10)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000312
为升降速度比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000313
为升降速度积分系数，
Figure FDA00030986199900000314
为升降速度，(11)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000315
为高度比例系数；
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值Hg，解算出升降速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000041
跟踪(10)式中升降速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000042
解算出俯仰角给定目标值θg，跟踪(9)式中俯仰角给定目标值θg，输出升降舵控制信号δe至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”；
二维导引段发动机通道控制律为：
Figure FDA0003098619990000043
Figure FDA0003098619990000044
实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律如下：
(12)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000045
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000046
为指示空速比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000047
为地速比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000048
为地速积分系数，VG为地速，
Figure FDA0003098619990000049
为指示空速给定目标值，(13)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000410
为前向距离比例系数；
控制器跟踪(13)式中前向距离差△X和前向速度基准值
Figure FDA00030986199900000411
解算出地速给定目标值
Figure FDA00030986199900000412
跟踪(12)式中地速给定目标值
Figure FDA00030986199900000413
引入前向加速度Ax增稳和指示空速VIAS增稳，结合发动机配平油门
Figure FDA00030986199900000414
输出发动机控制信号δp至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”；
二维导引段横向控制律为：
Figure FDA00030986199900000415
Figure FDA00030986199900000416
Figure FDA00030986199900000417
实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律如下：
(14)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000418
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000419
为滚转角比例系数，(15)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000051
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000052
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000053
为预订航迹角比例系数，
Figure FDA0003098619990000054
为侧偏移速度，(16)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000055
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值Yg，解算出侧偏移速度的给定目标值
Figure FDA0003098619990000056
跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000057
和预定航线航迹角给定目标值ψkg，解算出滚转角给定目标值φg，跟踪(14)中滚转给定目标值φg，输出副翼控制信号δa至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”；
二维导引段航向控制律为：
Figure FDA0003098619990000058
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下：
(17)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000059
为滚转角阻尼系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000510
为滚转角速率阻尼系数；
控制器根据(17)式中滚转角φ和偏航角速率R，输出方向舵控制信号δr至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
4.根据权利要求1所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：所述末端导引段的控制方法，采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值，在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向，发动机采用地速-指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离，纵向采用升降速度保持控制器，横向副翼通道控制为直线航迹跟踪，方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
5.根据权利要求4所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法，其特征在于：末端导引段纵向控制律为：
Figure FDA00030986199900000511
Figure FDA00030986199900000512
实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律如下：
(18)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000061
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000062
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000063
为俯仰角比例系数，(19)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000064
为升降速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000065
为升降速度积分系数，
Figure FDA0003098619990000066
为升降速度；
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000067
解算出俯仰角给定目标值θg，跟踪(18)式中俯仰角给定目标值θg，输出升降舵控制信号δe至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“升降速度控制”；
末端导引段发动机通道控制律为：
Figure FDA0003098619990000068
Figure FDA0003098619990000069
实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律如下：
(20)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000610
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000611
为指示空速比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000612
为地速比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000613
为地速积分系数，VG为地速，
Figure FDA00030986199900000614
为指示空速给定目标值，(21)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000615
为前向距离比例系数，VG为地速，
Figure FDA00030986199900000616
为指示空速给定目标值；
控制器跟踪(21)式中前向距离差△X和前向速度基准值
Figure FDA00030986199900000617
解算出地速给定目标值
Figure FDA00030986199900000618
跟踪(20)式中地速给定目标值
Figure FDA00030986199900000619
引入前向加速度Ax增稳和指示空速VIAS增稳，结合发动机配平油门
Figure FDA00030986199900000620
输出发动机控制信号δp至发动机通道，从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”；
末端导引段横向控制律为：
Figure FDA00030986199900000621
Figure FDA00030986199900000622
Figure FDA00030986199900000623
实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律如下：
(22)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000071
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000072
为滚转角比例系数，(23)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000073
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000074
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure FDA0003098619990000075
为预订航迹角比例系数，
Figure FDA0003098619990000076
为侧偏移速度，(24)式中控制参数
Figure FDA0003098619990000077
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角；
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值Yg，解算出侧偏移速度的给定目标值
Figure FDA0003098619990000078
跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值
Figure FDA0003098619990000079
和预定航线航迹角给定目标值ψkg，解算出滚转角给定目标值φg，跟踪(22)中滚转给定目标值φg，输出副翼控制信号δa至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”；
末端导引段航向控制律为：
Figure FDA00030986199900000710
△Y＝Y-Yg，△ψ＝ψ-ψg； (26)式
实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律如下：
(25)式中控制参数
Figure FDA00030986199900000711
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000712
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000713
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000714
为偏航角比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000715
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure FDA00030986199900000716
为方向舵比例增益；
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值Yg和偏航角给定目标值ψg，分别解算出侧偏距增量△Y和偏航角增量△ψ，跟踪(25)中侧偏距增量△Y、侧偏移速度
Figure FDA00030986199900000717
偏航角增量△ψ和偏航角速率r，输出方向舵控制信号δr至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
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