CN110262558A - 一种无人机定点着陆的控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞行控制技术领域，公开了一种小型固定翼无人机定点着陆的控制方法，相比较常规自动着陆控制方法，该控制方法主要通过升降舵固定无人机着陆下滑俯仰角，发动机油门开度控制着陆下滑过程中的升降速率来实现，采用该控制方法不仅解决了固定翼无人机着陆下滑过程中高度轨迹与俯仰姿态强耦合的问题，实现了定点着陆控制，而且在无人机飞行性能数据不准确的情况下实现了下滑飞行过程中的空速自配平。该控制方法已经在40kg级小型无人机实际飞行中验证了其正确性与可行性，并实现了高精度的定点着陆控制效果。

Description

一种无人机定点着陆的控制方法
技术领域
本发明属于飞行控制技术领域，涉及无人机自动着陆飞行控制，具体涉及一种小型固定翼无人机定点着陆的控制方法。
背景技术
当下无人机定点着陆技术成为了新世纪航空飞行器先进控制技术发展的一个新热点，当前国内无人机的自主着陆滑跑回收已经非常成熟，但普遍对于回收场地的要求较高，限制了无人机的使用，通过定点着陆可以提高无人机回收的便捷化，降低使用范围限制。
常规滑跑起降固定翼无人机在着陆下滑过程中都以一个固定下滑角飞行，一般在2.5~3°左右，无人机纵向轨迹跟踪直接影响其着陆点位置。一般情况下，无人机在下滑飞行阶段以固定的空速飞行，通过调节飞机俯仰角跟踪下滑线高度，根据飞行力学可知飞行高度轨迹变化与升力变化有关，通过调节飞机俯仰角以改变飞行攻角，继而改变升力以改变飞行高度轨迹，因此纵向飞行轨迹与俯仰角有着较强的耦合，且改变轨迹存在建立攻角时的延迟特性，对存在风干扰状况下的着陆点控制精度极为不利，在一些特定飞行要求下，例如在下滑阶段对飞机飞行轨迹控制精度和姿态控制目标要求都非常严格时，常规着陆控制方法在存在风干扰或着陆点动态变化情况下很难实现高精度的定点着陆。
发明内容
本发明的目的是：提供一种无人机定点着陆的控制方法，以解决无人机着陆下滑过程中俯仰角与高度轨迹的强耦合导致的很难实现高精度的定点着陆的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：一种无人机定点着陆的控制方法，所述的控制方法在无人机着陆下滑过程中通过升降舵控制俯仰角为一个俯仰角给定值，即固定目标值，通过发动机油门开度控制无人机跟踪升降速率控制目标基准，实现下滑高度轨迹的精确跟踪。
俯仰角固定目标值由既定的着陆下滑轨迹角与无人机飞行性能计算得到。
俯仰角固定目标值通过攻角与攻角保护门限差Δα修正俯仰角进行控制。防止失速。Δα向下限幅为0。
升降速率控制目标基准由待飞距，即距离着陆点直线距离、既定的下滑轨迹角、当前飞行高度与当前飞行地速求解得出。
具体计算过程为：首先根据待飞距和既定下滑轨迹角求出当前应飞高度，与当前飞行高度相减得到高度误差，根据该高度误差得到升降速率调节量；其次根据飞机当前飞行前向地速和既定下滑轨迹角求解得出当前升降速率控制目标基准值。
升降速率控制目标基准根据飞行高度差修正，并限幅在一定范围。限幅上限为0，幅值下限根据无人机最大允许接地垂直速度确定。
本发明的有益效果是：采用本发明的无人机定点着陆的控制方法，在无人机自动着陆阶段保证着陆下滑过程中飞行姿态稳定的同时，实现了飞行高度轨迹快速跟踪，从而实现高精度的定点着陆控制，并实现了着陆下滑飞行空速的自配平效果，达到了在于无人机在复杂风场环境和着陆点动态变化情况下实现高精度的定点着陆控制效果。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施的技术方案，下面将对本发明的实例中需要使用的附图作简单的解释。显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明控制方法俯仰角控制通道框图。
图2为本发明控制方法升降速率控制通道框图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。在下面的详细描述中，提出了许多具体的细节，以便对本发明的全面理解。但是，对于本领域的普通技术人员来说，很明显的是，本发明也可以在不需要这些具体细节的情况下就可以实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例对本发明更好的理解。本发明不限于下面所提供的任何具体设置和方法，而是覆盖了不脱离本发明精神的前提下所覆盖的所有的产品结构、方法的任何改进、替换等。
在各个附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。
本发明的控制方法通过升降舵控制无人机俯仰角在一个固定目标，该控制目标由既定的着陆下滑轨迹角与无人机飞行攻角性能给出，同时为保证飞机在下滑过程中不进入失速状态，增加飞行攻角保护功能。本发明控制方法俯仰角控制通道框图如图1所示，具体过程如下：
由无人机飞行攻角性能给出着陆下滑阶段的俯仰角固定目标值，即下滑俯仰角给定值θref，实时计算当前飞行攻角与攻角保护门限的差Δα，Δα向下限幅为0，θref与Δα相减得到最终俯仰角给定值θgei，最终俯仰角给定值θgei与俯仰角θ相减得到俯仰角误差Δθ，通过比例、积分环节（其中Kp为比例系数、Ki为积分系数）计算比例积分项，并叠使用俯仰角速率q计算的阻尼项（Kt为阻尼系数），经空速Vi与空速参考Viref计算调节得到最终的控制量δe输出至升降舵，实现无人机着陆下滑阶段的俯仰角稳定控制，并达到保护攻角安全飞行的目的。
本发明的控制方法通过发动机油门开度控制着陆下滑过程中的升降速率，升降速率控制目标值由距离着陆点直线距离（待飞距D）、既定的下滑轨迹角（γ）、当前飞行高度（H）与当前飞行地速（Vg）计算得到，并将该升降速率控制目标限定在一定的范围内。本发明控制方法升降速率控制通道框图如图2所示，具体过程如下：
首先根据待飞距D和既定下滑轨迹角γ求出当前应飞高度Hgei，Hgei与当前飞行高度H相减得到高度误差ΔH，根据该误差可得到升降速率调节量ΔVhgei；其次根据飞机当前飞行前向地速Vg和既定下滑轨迹角γ求解得出当前升降速率控制目标基准值Vhref，升降速率调节量ΔVhgei与升降速率控制目标基准值Vhref叠加限幅（上限为0，下限根据无人机最大允许接地垂直速度确定）后得到升降速率控制目标值Vhgei；最后升降速率控制目标值Vhgei与当前升降速率Vh相减得到升降速率误差ΔVh，通过比例、积分环节（其中Kp为比例系数、Ki为积分系数）计算比例积分项，使用升降加速度Az计算阻尼项（Kt为阻尼系数），比例积分项、阻尼项与油门参考开度δTref叠加限幅（上限为最大可用油门开度、下限位最小可用油门开度）得到控制量δT输出至发动机油门，从而实现发动机油门控制升降速率，以实现着陆下滑高度轨迹的精确跟踪控制。
该控制方法使得飞行空速是开环的，根据上述策略，当飞机下降过程中高度偏低，该控制方法会给出当前升降速率目标值，如果实际飞行下降速率大于给定升降速率，则会使得飞机推油门，以减小升降速率，同时飞机飞行速度增加，应飞升降速率也随之增大，最终升降速率目标值增大，表现出升降速率给定与升降速率相向收敛现象，反之亦然，因此通过调节油门大小使得飞机下滑下降速率会与飞行地速根据下滑轨迹角自配平，从而使得空速也会自配平。
最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种无人机定点着陆的控制方法，其特征在于：所述的控制方法在无人机着陆下滑过程中通过升降舵控制俯仰角为一个固定目标值，通过发动机油门开度控制无人机跟踪升降速率目标值。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：所述的固定目标值由既定的着陆下滑轨迹角与无人机飞行性能计算得到。
3.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于：所述的固定目标值通过攻角与攻角保护门限差Δα修正进行控制。
4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：所述的升降速率控制目标基准由待飞距、既定的下滑轨迹角、当前飞行高度与当前飞行地速求解得出。
5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于：所述的升降速率控制目标基准根据飞行高度差修正，并限幅在一定范围。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于：所述的限幅上限为0，下限根据无人机最大允许接地垂直速度确定。
7.根据权利要求3所述的控制方法，其特征在于：所述的Δα向下限幅为0。
8.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于：所述的求解过程具体为：首先根据距离着陆点直线距离和既定下滑轨迹角求出当前应飞高度，与当前飞行高度相减得到高度误差，根据该高度误差得到升降速率调节量；其次根据飞机当前飞行前向地速和既定下滑轨迹角求解得出当前升降速率控制目标基准值。
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