CN113093774B - 无人机滑跑控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及无人机滑跑控制方法，基于具有自行车式起落架构型的无人机进行，包括对无人机进行纵向控制和横侧向控制，其中：所述纵向控制包括升降舵控制和油门控制，通过所述升降舵控制和油门控制结合对无人机滑跑过程进行纵向控制，其中，所述升降舵控制包括采用俯仰角控制；所述横侧向控制包括副翼控制、方向舵控制和后轮控制，其中，通过副翼控制进行滚动控制，通过后轮控制和方向舵控制结合对无人机滑跑过程进行横侧向纠偏控制。本发明能够对无人机滑跑过程进行全面控制，确保无人机纵向稳定，确保横侧向航线纠偏控制高效完成；通过本发明的应用，能够满足具有自行车式起落架构型的无人机地面滑跑安全性需求，为无人机的安全飞行提供保障。

Description

无人机滑跑控制方法

技术领域

本发明属于无人机控制技术领域，具体涉及无人机滑跑控制方法，尤其涉及具有自行车式起落架构型的无人机的滑跑控制技术。

背景技术

近年来，各类无人机在军事方面和民用领域都得到了广泛应用，固定翼无人机是其中一种。固定翼无人机具有多种起降方式，其中，滑跑起降方式因无需借助外界力量仅借助跑道即可完成起降任务，而具有对外界系统依赖小的优势。对于此类无人机，滑跑安全性是整个飞行任务的基础，也是重复使用的重要前提。无人机在地面滑跑阶段，首先要保证无人机纵向回路稳定，保证起降无人机姿态满足起飞和降落安全性要求；同时，地面滑跑过程由于受到跑道长度、宽度及路面状况的约束及侧风等因素的影响，容易发生偏离跑道事故，无人机在起降阶段发生事故的概率要远大于无人机飞行阶段发生事故的概率；因此，是否能够安全的完成起降与回收直接决定了飞行任务的成败。

无人机起落架系统是无人机地面运动过程中所涉及的关键设备，按其布置形式有前三点式、后三点式、自行车式及多支柱式等。前三点式起落架及后三点式起落架在现代飞机中使用较为广泛，无论是前三点式起落架还是后三点式起落架，其前轮都是布置在机翼下方，因此飞行时都将前轮收入机翼内。但是，针对某类轻质、大展弦比构型无人机，其机翼非常薄，或者是布置了其它结构设备，难于将主起落架收入机翼内，针对该类无人机一般采用自行车式起落架，这种起落架主要采用将一前轮和一前轮分置机身下部的飞机重心前后、左右机翼下各装一护翼轮的起落装置形式，飞行时，这种起落架可直接收入机身内。现有自行车式起落架结构如图1和图2所示，前轮与后轮安装在机体纵向平面内；其中，前轮安装在无人机重心附近；后轮为主动轮，与无人机方向舵面相连，用于滑跑过程中侧向纠偏，一般安装在机身尾端；在两侧机翼末端安装有辅助轮，无人机在静止状态和地速滑行状态下，一侧机翼接地，辅助轮能起到支撑与辅助滑行的作用。

自行车式起落架较之三点式起落架结构，无人机在纵向与横侧向稳定下下降，具体地：在纵向通道，在前轮单轮接地状态下，无人机纵向力矩处于不稳定状态，若无人机为前置螺旋桨，在滑跑过程中若控制不当，会出现螺旋桨桨尖擦地的风险；在横侧向通道，无人机受到横侧向不对称干扰力矩、侧风扰动等影响，横侧向状态容易出现无人机波动，引起无人机纠偏失效、偏离跑道等风险。

发明内容

本发明的目的是，针对现有技术存在的问题，提供无人机滑跑控制方法，用于具有自行车式起落架构型的无人机的滑跑控制，保障无人机滑跑过程安全。

本发明解决问题的技术方案是：无人机滑跑控制方法，基于具有自行车式起落架构型的无人机进行，包括对无人机进行纵向控制和横侧向控制，其中：所述纵向控制包括升降舵控制和油门控制，通过所述升降舵控制和油门控制结合对无人机滑跑过程进行纵向控制，其中，所述升降舵控制包括采用俯仰角控制；所述横侧向控制包括副翼控制、方向舵控制和后轮控制，其中，通过所述副翼控制进行滚动控制，通过所述后轮控制和方向舵控制结合对无人机滑跑过程进行横侧向纠偏控制。

进一步地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，所述纵向控制包括起飞滑跑阶段控制和着陆滑跑阶段控制，其中：进行所述起飞滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示：公式(1)

在公式(1)中，δ_e为无人机升降舵控制指令，θ_pr为期望俯仰角指令，/>

为无人机俯仰角速率滤波值，k_q和/>

均为纵向通道控制参数；进行所述着陆滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示，其中，所述期望俯仰角指令采用如下公式(2)计算：公式(2)/>

在公式(2)中，/>

为期望垂速指令，/>

为无人机垂速，k_q、/>

和/>

均为纵向通道控制参数。

优选地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，在所述公式(1)所示的控制律中，所述期望俯仰角指令取值需满足无人机地面滑跑姿态约束要求、以及无人机离地爬升最小爬升率约束要求。

进一步地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，在所述横侧向控制中，所述滚动控制对滚动通道进行控制，采用的控制律如公式(3)所示：公式(3)

在所述公式(3)中，δ_a为副翼舵控指令，φ_pr为期望滚转角指令，/>

滚动角速率低通滤波值，k_p和k_φ为滚动通道控制参数；所述横侧向纠偏控制采用的控制律如公式(4)和公式(5)所示：

公式(4)

公式(5)Δψ＝ψ_w-ψ_pr

在所述公式(4)中，δ_r为方向舵控指令，V_pr为地面滑跑过程中两轮滑跑和单轮滑跑切换速度，Δψ为无人机航向角和期望航向角偏差，ψ_w为无人机航迹角，ψ_pr为期望航向角，DY为滑跑过程中无人机出现的侧向偏差量，DY_r为侧向偏差变化率，K_n为后轮到方向舵传动比，

为偏航角速率低通滤波值，/>

和/>

均为航线纠偏控制参数。。

优选地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，在所述公式(3)所示的滚动通道控制律中，为保持翼平状态，φ_pr＝0。

进一步地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，对无人机进行纵向控制和横侧向控制前，进行无人机滑跑过程建模，建立的模型包括：

(1)速度方程

其中，

为无人机速度分别在地理坐标系下的x轴、y轴和z轴的投影分量，/>

为无人机前轮所受地面作用力在机体坐标系下的分量，/>

为无人机后轮所受地面作用力在机体坐标系下的分量，L_pb为无人机机体坐标系到地理坐标系的转换矩阵，

，

φ,为无人机滚转角，θ,为无人机俯仰角，ψ为无人机航向角；

(2)角姿态方程

其中，P为无人机角速度在机体坐标系下x轴上的投影分量，即无人机滚动角速率；Q为无人机角速度在机体坐标系下y轴上的投影分量，即无人机俯仰角速率；R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即无人机偏航角速率；

(3)力矩方程

其中，J_x，、J_y和J_z分别为无人机对机体坐标系下x轴、y轴和z轴的惯性矩，J_zx是无人机对机体坐标系x轴和z轴的惯性积，

和/>

分别为无人机所受合力矩在机体坐标系下x轴、y轴和z轴上的投影分量，其中，/>

为气动力产生的滚转力矩，M为气动力产生的俯仰力矩，N为气动力产生的偏航力矩，M_ngnd为前轮所受地面作用力产生的力矩，M_mgnd为后轮所受地面作用力产生的力矩。

优选地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，基于对无人机滑跑过程建立的模型，根据无人机与地面的接触情况，分别按如下方式进行：当无人机的前轮和两轮均接地时，无人机纵向满足力平衡、俯仰力矩平衡，建立的方程组为：

其中，

为气动力和推力合力在地理坐标系O_pZ_p轴上的分量，P_n,为前轮受到的地面支反力，P_m为后轮受到的地面支反力；当无人机单轮接地时，无人机仅满足力平衡，建立的方程为：

当无人机轮与地面无接触时，前轮受到的地面支反力P_n和/或后轮受到的地面支反力P_m大于0。

优选地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，所述建模基于如下条件进行：(1)无人机机体为刚性体，无质量变化及弹性影响；(2)无地球自转影响，地理坐标系为惯性坐标系；(3)无人机滑跑的机场为平面，与铅锤平面垂直。

较佳地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，基于上述条件，对无人机受到的力和力矩进行如下处理：

①无人机重力

无人机重力G作用于无人机重心，垂直向下，定义在地理坐标系中，表示为：G＝[00 mg]^T

②无人机气动力

气动力A主要作用于机翼机身和尾翼上，等效于一个作用于质心的气动力和一个绕其质心的气动力矩，包括升力L、阻力D和侧力C，气动力定义在气流坐标系中，表示为：

③发动机推力

发动机推力T位于无人机纵向对称平面内，与机体轴OX_b构成安装角φ_T，将无人机推力投影到机体坐标系中则表示为：

④地面作用力

地面作用力在无人机机轮上，包括支反力P、纵向摩擦力f和侧向力F_N。

较佳地，在本发明所述的无人机滑跑控制方法中，为获得在无人机轮上的地面作用力，建立如下滑跑坐标系O_rX_rY_rZ_r：原点O_r为无人机质心在地面的投影；O_rX_r轴为无人机纵轴在地面上的投影，以指向机头为正；O_rZ_r轴铅锤向下，O_rY_r轴垂直于无人机O_rX_rZ_r平面，方向由右手定则确定；基于所建立的滑跑坐标系，无人机任一机轮受到的地面作用力情况如下：机轮所受地面作用力F_gnd为：F_gnd＝[-f -F_N -P]^T，其中，摩擦力f满足f＝μ·P，侧向力F_N满足F_N＝k·β，β为侧偏角，即机轮速度方向与轮胎平面的夹角；定义机轮轮心相对质心的位移矢量r在机体轴下表示为：

对于具有自行车式起落架构型的无人机，前轮位移矢量r_n＝[a_xn 0 a_zn]^T，后轮位移矢量r_m＝[-a_xm 0 a_zm]^T，其中，a_xn为前轮心到质心的轴向距离，a_xm为后轮心到质心的轴向距离，a_zn，为前轮心到质心的垂直距离，a_zm为后轮心到质心的垂直距离；针对自行车式起落架构型，由无人机速度在滑跑坐标系下的坐标分量计算前轮和后轮的侧偏角大小，其中：前轮侧偏角β_n为：/>

后轮侧偏角β_m为：

其中，V_x为无人机速度在滑跑坐标系x轴上的分量，V_y为无人机速度在滑跑坐标系y轴上的分量，θ_m为机轮与机体纵轴的夹角,R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即偏航角速率；将地面作用力F_gnd投影至机体坐标系得到：

则前轮所受地面作用力在机体坐标系下产生的力矩M_ngnd和后轮所受地面作用力在机体坐标系下产生的力矩M_mgnd分别为：/>

式中，/>

为无人机前轮所受地面力在机体坐标系下的分量，/>

为无人机后轮所受地面力在机体坐标系下的分量，/>

和/>

为：/>

需要说明的是，在本发明中，在上述各控制律及建模所涉各公式中，为避免重复赘述，除做特别说明的以外，同一符号所代表的含义相同，如φ,均指无人机滚转角，θ,均指无人机俯仰角，ψ均指无人机航向角。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：能够对无人机滑跑过程进行全面控制，确保无人机纵向稳定，确保横侧向航线纠偏控制高效完成；通过本发明的应用，能够满足具有自行车式起落架构型的无人机地面滑跑安全性需求，为无人机的安全飞行提供保障。

附图说明

图1为本发明背景技术中具有自行车式起落架的无人机的俯视示意图；

图2为本发明背景技术中具有自行车式起落架的无人机的侧视示意图；

图3为无人机着陆过程分析的示意图；

图4为基于滑跑坐标系以无人机任一机轮为对象进行受力分析的示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明，但本发明的保护范围不受实施例的任何限制。为增进对本发明的了解，在以下优选实施例中详细说明了具体的细节，而对本领域技术人员来说，没有这些细节的描述也可以完全理解本发明。本发明实施例各器件型号除做特殊说明的以外不做其他限制，只要能完成相应功能的器件均可。另外，为了避免对本发明的实质造成不必要的混淆，并没有详细说明众所周知的元件、电路和方法等。

在本发明的一个实施例中，本发明的无人机滑跑控制方法，基于具有自行车式起落架构型的无人机进行，包括对无人机进行纵向控制和横侧向控制，其中：所述纵向控制包括升降舵控制和油门控制，通过所述升降舵控制和油门控制结合对无人机滑跑过程进行纵向控制，其中，所述升降舵控制包括采用俯仰角控制；所述横侧向控制包括副翼控制、方向舵控制和后轮控制，其中，通过所述副翼控制进行滚动控制，通过所述后轮控制和方向舵控制结合对无人机滑跑过程进行横侧向纠偏控制。

在上述实施例中，为增强对无人机的滑跑控制效果，对无人机滑跑过程进行分析，结合自行车式起落架无人机滑跑动力学与运动学特性，对自行车式起落架状态下无人机地面滑行过程进行分析，地面滑行过程包括滑跑起飞阶段和着陆滑行阶段。无人机静止状态下，机身倾斜，一侧机翼护翼轮接地，在起飞滑跑过程中，随着动力系统的气动，在推力作用下，在跑道上开始加速滑跑，随着速度的增大，无人机逐渐由一侧机翼的辅助轮接地状态转变为翼平状态，无人机由三轮(即辅助轮、前轮和后轮)滑跑进入两轮(即前轮和后轮)滑跑阶段，此时无人机纵向力和力矩处于平衡状态。随着无人机机翼离地，无人机滚动通道在受到外界扰动时，机身会出现摇摆现象。在侧向运动中，当滑行速度较小，后轮未抬起前，无人机气动效应弱，此时机轮与地面之间的摩擦力较强，无人机后轮与方向舵连接，可通过操控后轮偏转来进行滑行纠偏。随着无人机滑跑速度的增大，无人机后轮逐渐离地，无人机进入单轮滑跑阶段，无人机纵向力矩处于不平衡状态，易出现机头擦地的情况，同时后轮离地，此时机轮的侧向摩擦力仅由前轮提供，由两轮滑跑阶段相比，机轮产生的侧向力减小，气动效应产生的偏航力矩增大，前轮与机身固连，无法偏转进行纠偏，此时仅依靠无人机机轮进行侧向纠偏，无法保证无人机侧向平衡；当滑行速度达到离地速度后，无人机前轮离地，控制律切换到空中控制律，无人机进入起飞爬升阶段，在起飞阶段，只需保证无人机加速特性，不需要精确的速度控制，一般采用油门控制策略。在无人机着陆滑行过程中，如图3所示，无人机着陆过程分为下滑减速和着陆滑跑阶段，无人机前轮接地，进行单轮滑行，此阶段是机体从空中飞行向地面运动过渡的初始阶段，当无人机离地5～8m，无人机进行飞机改平，进入末端拉起段，无人机以较小垂速进行减速飘落，随着速度的逐渐降低，无人机后轮接地，无人机进行两轮滑跑，当滑行速度至较低速度，无人机一侧机翼的辅助轮逐渐接地，最终滑跑进入三轮滑跑阶段，直至最后飞机安全停止。

在上述实施例中，为增强对无人机的滑跑控制效果，基于上述滑跑过程分析，优选地，所述纵向控制包括起飞滑跑阶段控制和着陆滑跑阶段控制，其中：进行所述起飞滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示：

公式(1)

在公式(1)中，δ_e为无人机升降舵控制指令，θ_pr为期望俯仰角指令，/>

为无人机俯仰角速率滤波值，k_q和/>

均为纵向通道控制参数；进行所述着陆滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示，其中，所述期望俯仰角指令采用如下公式(2)计算：

公式(2)

在公式(2)中，/>

为期望垂速指令，/>

为无人机垂速，k_q、/>

和/>

均为纵向通道控制参数；具体期望垂速指令选择根据无人机本体与起落架特性确定，以确保无人机下降的同时不大于安全接地速度为标准；实施时，若接地俯仰角较小，可令发动机关车进行减速，结合末端拉起动作进行控制；若接地俯仰角较大，可适当调整无人机期望垂速指令。较佳地，在所述公式(1)所示的控制律中，所述期望俯仰角指令取值需满足无人机地面滑跑姿态约束要求、以及无人机离地爬升最小爬升率约束要求。

在上述实施例中，为增强对无人机的滑跑控制效果，基于上述滑跑过程分析，优选地，在所述横侧向控制中，所述滚动控制对滚动通道进行控制，采用的控制律如公式(3)所示：

公式(3)

在所述公式(3)中，δ_a为副翼舵控指令，φ_pr为期望滚转角指令，/>

滚动角速率低通滤波值，k_p和k_φ为滚动通道控制参数；所述横侧向纠偏控制采用的控制律如公式(4)和公式(5)所示：

公式(4)

公式(5)Δψ＝ψ_w-ψ_pr

在所述公式(4)中，δ_r为方向舵控指令，V_pr为地面滑跑过程中两轮滑跑和单轮滑跑切换速度，Δψ为无人机航向角和期望航向角偏差，ψ_w为无人机航迹角，ψ_pr为期望航向角，DY为滑跑过程中无人机出现的侧向偏差量，DY_r为侧向偏差变化率，K_n为后轮到方向舵传动比，

为对偏航角速率低通滤波值。较佳地，在所述公式(3)所示的滚动通道控制律中，为保持翼平状态，φ_pr＝0。

在上述实施例中，采用上述控制律对无人机进行纵向控制和横侧向控制前，对具备自行车式起落架构型的无人机滑跑过程中受力特性及滑跑运动特性进行分析，以保障控制律实施的安全性，优选地，进行无人机滑跑过程建模，建立的无人机动力学与运动学模型包括：

(1)速度方程

其中，

为无人机速度分别在地理坐标系下的x轴、y轴和z轴的投影分量，/>

为无人机前轮所受地面作用力在机体坐标系下的分量，/>

为无人机后轮所受地面作用力在机体坐标系下的分量，L_pb为无人机机体坐标系到地理坐标系的转换矩阵，

φ,为无人机滚转角，θ,为无人机俯仰角，ψ为无人机航向角；

(2)角姿态方程

其中，P、Q和R分别为无人机角速度在机体坐标系下x轴、y轴和z轴上的投影分量，具体地，P为无人机角速度在机体坐标系下x轴上的投影分量，即无人机滚动角速率；Q为无人机角速度在机体坐标系下y轴上的投影分量，即无人机俯仰角速率；R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即无人机偏航角速率；

(3)力矩方程

其中，J_x，、J_y和J_z分别为无人机对机体坐标系下x轴、y轴和z轴的惯性矩，J_zx是无人机对机体坐标系x轴和z轴的惯性积，

和/>

分别为无人机所受合力矩在机体坐标系下x轴、y轴和z轴上的投影分量，其中，/>

为气动力产生的滚转力矩，M为气动力产生的俯仰力矩，N为气动力产生的偏航力矩，M_ngnd为前轮所受地面作用力产生的力矩，M_mgnd为后轮所受地面作用力产生的力矩。更优选地，鉴于在无人机滑跑过程中，无人机与地面接触，纵向处于受力平衡状态，根据机体的运动状态建立对应的力与力矩方程，求解机轮所受到的支反力，进而对其他地面作用力以及力矩进行求解。具体地，基于对无人机滑跑过程建立的模型，根据无人机与地面的接触情况，分别按如下方式进行：

当无人机的前轮和两轮均接地时，无人机纵向满足力平衡、俯仰力矩平衡，建立的方程组为：

其中，/>

为气动力和推力合力在地理坐标系O_pZ_p轴上的分量，P_n,为前轮受到的地面支反力，P_m为后轮受到的地面支反力；

当无人机单轮接地时，无人机仅满足力平衡，建立的方程为：

当无人机轮与地面无接触时，前轮受到的地面支反力P_n/或后轮受到的地面支反力大于0。

在上述实施例中，为保障上述无人机纵向和横侧向控制的各控制律的实施高效，在上述建模分析前，考虑无人机在地面运动时会受到较多因素影响，为便于动力学建模，且同时较好的模拟真实地面滑行状态，为上述建模设定如下条件：(1)无人机机体为刚性体，无质量变化及弹性影响；(2)无地球自转影响，地理坐标系为惯性坐标系；(3)无人机滑跑的机场为平面，与铅锤平面垂直。基于所设定的上述条件，对无人机滑跑过程运动学以及动力学特性进行建模分析。无人机受到的力和力矩主要由两部分组成，一部分包括气动力、重力、推力，力矩包括气动力矩、推力矩；另一部分是无人机受到的地面作用力和力矩，包括支反力、摩擦力、侧向力及其产生的力矩。对无人机受到的力和力矩进行如下处理：

①无人机重力

无人机重力G作用于无人机重心，垂直向下，定义在地理坐标系中，表示为：

G＝[0 0 mg]^T

②无人机气动力

气动力A主要作用于机翼机身和尾翼上，等效于一个作用于质心的气动力和一个绕其质心的气动力矩，包括升力L、阻力D和侧力C，气动力定义在气流坐标系中，表示为：

③发动机推力

发动机推力T位于无人机纵向对称平面内，与机体轴OX_b构成安装角φ_T，将无人机推力投影到机体坐标系中则表示为：

式中，T_x无人机推力投影到机体坐标系x轴的分量，T_y无人机推力投影到机体坐标系y轴的分量，T_z无人机推力投影到机体坐标系z轴的分量；

④地面作用力

地面作用力在无人机机轮上，包括支反力P、纵向摩擦力f和侧向力F_N。其中，支反力P是无人机轮胎的径向受力，是地面对机轮产生向上的支持力作用；当无人机在跑道上运动时，机轮会受到与无人机相对运动趋势相反的、阻碍飞机运动的摩擦力f作用，摩擦力作用与轮胎摩擦系数μ和地面支反力P相关，摩擦系数与多种因素相关，包括轮胎材质、轮胎充气情况、跑道情况等，需要根据无人机实际情况进行分析。当无人机地面运动过程中发生横侧向倾斜、侧风扰动或进行曲线运动时，会使得机轮速度方向和轮胎平面之间存在夹角，在轮胎中心会产生于轮胎平面垂直的作用力，为机轮侧向力F_N，将机轮速度方向与轮胎平面的夹角称为侧偏角β，规定沿着机轮运动方向，侧偏角在机轮平面右侧方向为正，侧向力F_N的大小主要取决于机轮的侧偏刚度与侧偏角大小，当侧偏较小时，轮胎侧向力与轮胎侧偏角为线性关系。基于上述分析，为获得在无人机轮上的地面作用力，优选地，通过以下方式进行，建立如下滑跑坐标系O_rX_rY_rZ_r：原点O_r为无人机质心在地面的投影；O_rX_r轴为无人机纵轴在地面上的投影，以指向机头为正；O_rZ_r轴铅锤向下，O_rY_r轴垂直于无人机O_rX_rZ_r平面，方向由右手定则确定；基于所建立的滑跑坐标系，以无人机任一机轮(非辅助轮)为对象进行受力分析，如图4所示，目标分析的机轮受到的地面作用力情况如下：

机轮所受地面作用力F_gnd为：F_gnd＝[-f -F_N -P]^T，其中，摩擦力f满足f＝μ·P，侧向力F_N满足F_N＝k·β，β为侧偏角，即机轮速度方向与轮胎平面的夹角；

定义机轮轮心相对质心的位移矢量r在机体轴下表示为：

对于具有自行车式起落架构型的无人机，前轮位移矢量r_n＝[a_xn 0 a_zn]^T，后轮位移矢量r_m＝[-a_xm 0 a_zm]^T，其中，a_xn为前轮心到质心的轴向距离，a_xm为后轮心到质心的轴向距离，a_zn，为前轮心到质心的垂直距离，a_zm为后轮心到质心的垂直距离；

针对自行车式起落架构型，由无人机速度在滑跑坐标系下的坐标分量计算前轮和后轮的侧偏角大小，其中：

前轮侧偏角β_n为：

后轮侧偏角β_m为：

式中，V_x为无人机速度在滑跑坐标系x轴上的分量，V_y为无人机速度在滑跑坐标系y轴上的分量，θ_m为机轮与机体纵轴的夹角,R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即偏航角速率；对于θ_m，这里规定无人机机轮在机体纵轴右侧为正，由于后轮为可操控轮，后轮与方向舵联动，方向正向偏转，θ_m>0；

将地面作用力F_gnd投影至机体坐标系得到：

前轮所受地面作用力在机体坐标系下产生的力矩M_ngnd和后轮所受地面作用力在机体坐标系下产生的力矩M_mgnd分别为：

式中，

为无人机前轮所受地面力在机体坐标系下的分量，/>

为无人机后轮所受地面力在机体坐标系下的分量，/>

和/>

为：

由此，基于上述建模分析，进一步获得所述无人机动力学与运动学模型，即所述速度方程、角姿态方程、力矩方程以及基于此三个方程的力和力矩获得方式；从而为结合无人机动力学与运动学特性进行无人机滑跑过程分析提供可靠保证，进而为采用上述控制律对无人机进行纵向控制和横侧向控制实施的安全性和稳定性提供了保障。

总体上，本发明针对具有自行车式起落架构型的无人机，提供滑跑过程纵向与横侧向控制律，与地面滑跑过程中无人机的受力特性及其滑跑运动特性相适应，通过纵向控制律实现确保无人机纵向力矩稳定，滑跑过程中俯仰角不低于无人机安全俯仰角下限，且在速度满足起飞速度顺利切入起飞爬升流程；通过横侧向控制律实现确保无人机存在横侧向外界干扰、侧风等条件下，能够进行航迹跟踪，防止出现偏离跑道事故，利于保障飞机滑跑过程安全，从而实现对无人机滑跑过程的全面有效控制，为无人机的安全飞行提供保障。

本发明不限于上述实施方式，本领域技术人员所做出的对上述实施方式任何显而易见的改进或变更，都不会超出本发明的构思和所附权利要求的保护范围。

Claims (8)

1.无人机滑跑控制方法，基于具有自行车式起落架构型的无人机进行，包括对无人机进行纵向控制和横侧向控制，其中：

所述纵向控制包括升降舵控制和油门控制，通过所述升降舵控制和油门控制结合对无人机滑跑过程进行纵向控制，其中，所述升降舵控制包括采用俯仰角控制；

所述横侧向控制包括副翼控制、方向舵控制和后轮控制，其中，通过所述副翼控制进行滚动控制，通过所述后轮控制和方向舵控制结合对无人机滑跑过程进行横侧向纠偏控制；

所述纵向控制包括起飞滑跑阶段控制和着陆滑跑阶段控制，其中：

进行所述起飞滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示：

公式(1)

在公式(1)中，δ_e为无人机升降舵控制指令，θ为无人机俯仰角，θ_pr为期望俯仰角指令，

为无人机俯仰角速率滤波值，k_q和/>

均为纵向通道控制参数；

进行所述着陆滑跑阶段控制，采用的控制律如公式(1)所示，其中，所述期望俯仰角指令采用如下公式(2)计算：

公式(2)

在公式(2)中，

为期望垂速指令，/>

为无人机垂速，k_q、/>

和/>

均为纵向通道控制参数；

在所述横侧向控制中，所述滚动控制对滚动通道进行控制，采用的控制律如公式(3)所示：

公式(3)

在所述公式(3)中，δ_a为副翼舵控指令，φ为无人机滚转角，φ_pr为期望滚转角指令，

滚动角速率低通滤波值，k_p和k_φ为滚动通道控制参数；

所述横侧向纠偏控制采用的控制律如公式(4)和公式(5)所示：

公式(4)

公式(5)Δψ_v＝ψ_w-ψ_pr

在所述公式(4)中，δ_r为方向舵控指令，V_ias为无人机滑跑指示空速，V_pr为地面滑跑过程中两轮滑跑和单轮滑跑切换速度，Δψ_v为无人机航迹角和期望航向角偏差，ψ_w为无人机航迹角，ψ_pr为期望航向角，DY为滑跑过程中无人机出现的侧向偏差量，DY_r为侧向偏差变化率，K_n为后轮到方向舵传动比，

为偏航角速率低通滤波值，/>

和/>

均为航线纠偏控制参数。

2.根据权利要求1所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，在所述公式(1)所示的控制律中，所述期望俯仰角指令取值需满足无人机地面滑跑姿态约束要求、以及无人机离地爬升最小爬升率约束要求。

3.根据权利要求1所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，在所述公式(3)所示的滚动通道控制律中，为保持翼平状态，φ_pr＝0。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，对无人机进行纵向控制和横侧向控制前，进行无人机滑跑过程建模，建立的模型包括：

(1)角姿态方程

其中，P为无人机角速度在机体坐标系下x轴上的投影分量，即无人机滚动角速率；Q为无人机角速度在机体坐标系下y轴上的投影分量，即无人机俯仰角速率；R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即无人机偏航角速率；

分别为无人机滚转角、俯仰角和航向角的导数；φ,为无人机滚转角，θ,为无人机俯仰角，ψ为无人机航向角；

(2)力矩方程

其中，J_x，、J_y和J_z分别为无人机对机体坐标系下x轴、y轴和z轴的惯性矩，J_zx是无人机对机体坐标系x轴和z轴的惯性积，

和/>

分别为无人机所受合力矩在机体坐标系下x轴、y轴和z轴上的投影分量，其中，/>

为气动力产生的滚转力矩，M为气动力产生的俯仰力矩，N为气动力产生的偏航力矩，M_ngnd为前轮所受地面作用力产生的力矩，M_mgnd为后轮所受地面作用力产生的力矩。

5.根据权利要求4所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，基于对无人机滑跑过程建立的模型，根据无人机与地面的接触情况，分别按如下方式进行：

当无人机的前轮和两轮均接地时，无人机纵向满足力平衡、俯仰力矩平衡，建立的方程组为：

其中，

为气动力和推力合力在地理坐标系O_pZ_p轴上的分量，P_n,为前轮受到的地面支反力，P_m为后轮受到的地面支反力；G为无人机重力；

当无人机单轮接地时，无人机仅满足力平衡，建立的方程为：

当无人机轮与地面无接触时，前轮受到的地面支反力P_n和/或后轮受到的地面支反力P_m大于0。

6.根据权利要求5所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，所述建模基于如下条件进行：

(1)无人机机体为刚性体，无质量变化及弹性影响；

(2)无地球自转影响，地理坐标系为惯性坐标系；

(3)无人机滑跑的机场为平面，与铅锤平面垂直。

7.根据权利要求6所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，基于权利要求6所述的条件，对无人机受到的力和力矩进行如下处理：

①无人机重力

无人机重力G作用于无人机重心，垂直向下，定义在地理坐标系中，表示为：

G＝[00m×g]^T

其中m为无人机质量，g为重力加速度；

②无人机气动力

气动力A主要作用于机翼机身和尾翼上，等效于一个作用于质心的气动力和一个绕其质心的气动力矩，A_x,A_y,A_z分别为气动力A在气流坐标系x、y、z三轴上的分量，包括升力L、阻力D和侧力C，气动力定义在气流坐标系中，表示为：

③发动机推力

发动机推力T位于无人机纵向对称平面内，T_x,T_y,T_z分别为发动机推力T在机体坐标系x、y、z三轴上的分量，发动机与机体轴OX_b构成安装角φ_T，将无人机推力投影到机体坐标系中则表示为：

④地面作用力

地面作用力在无人机机轮上，包括支反力P′、纵向摩擦力f和侧向力F_N。

8.根据权利要求7所述的无人机滑跑控制方法，其特征在于，为获得在无人机轮上的地面作用力，建立如下滑跑坐标系O_rX_rY_rZ_r：原点O_r为无人机质心在地面的投影；O_rX_r轴为无人机纵轴在地面上的投影，以指向机头为正；O_rZ_r轴铅锤向下，O_rY_r轴垂直于无人机O_rX_rZ_r平面，方向由右手定则确定；

基于所建立的滑跑坐标系，无人机任一机轮受到的地面作用力情况如下：

机轮所受地面作用力F_gnd为：F_gnd＝[-f-F_N-P′]^T，其中，纵向摩擦力f满足f＝μ·P′，侧向力F_N满足F_N＝k·β，其中，μ为纵向摩擦力系数，k为侧向力系数，根据具体跑道特性进行选取，β为侧偏角，即机轮速度方向与轮胎平面的夹角；

针对自行车式起落架构型，由无人机速度在滑跑坐标系下的坐标分量计算前轮和后轮的侧偏角大小，其中：

前轮侧偏角β_n为：

后轮侧偏角β_m为：

其中，V_x为无人机速度在滑跑坐标系x轴上的分量，V_y为无人机速度在滑跑坐标系y轴上的分量，θ_m为机轮与机体纵轴的夹角,R为无人机角速度在机体坐标系下z轴上的投影分量，即偏航角速率；a_xn为前轮心到质心的轴向距离，a_xm为后轮心到质心的轴向距离；

将地面作用力F_gnd投影至机体坐标系得到：

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