CN113934223B - 一种无人自转旋翼机降落控制方法 - Google Patents

一种无人自转旋翼机降落控制方法 Download PDF

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CN113934223B CN202111152518.3A CN202111152518A CN113934223B CN 113934223 B CN113934223 B CN 113934223B CN 202111152518 A CN202111152518 A CN 202111152518A CN 113934223 B CN113934223 B CN 113934223B
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Abstract

本发明公开了一种无人自转旋翼机降落控制方法，属于无人机飞行控制技术领域。无人自转旋翼机降落时首先飞至盘旋降高点，盘旋下降至安全高度、速度。飞至下滑点后以最大下滑率下降至第二安全高度，后跟飞固定下滑线，至飘落点后进行拉飘调整飞行姿态，同时减小油门使飞机缓慢飘落，飞机以较大俯仰角两主轮先接地，主轮接地后通过桨盘俯仰、滚转以及方向舵控制飞机姿态，地速逐渐降低后飞机依靠自身重力低头，前轮接地，逐渐缓慢刹车，同时依靠方向舵和前轮进行纠偏，飞机停止后关闭发动机，将桨盘置于水平位置，完成自主降落过程。

Description

一种无人自转旋翼机降落控制方法
技术领域
本发明属于无人机飞行控制技术领域，尤其涉及一种无人自转旋翼机降落控制方法。
背景技术
自转旋翼机(Autogyro、Gyroplane)的升力来源于无动力旋翼的自转，前进动力由螺旋桨或其它供能方式提供。无人驾驶自转旋翼机则是能够按规划航线进行全自主飞行或在人工干预下进行半自主飞行的自转旋翼机。无人自转旋翼机是无人机与自转旋翼机的一次创新结合，推动着自转旋翼机的又一次跨步发展。
自转旋翼机是旋翼升力原理的最先实际应用。自问世以来，自转旋翼机以其高安全性、构造简单、维护成本低等优点一直深受人们喜爱。当发动机故障停车时，由于惯性，此时旋翼机继续保持前飞，但由于升力减小，在重力和空气阻力的作用下，旋翼机的高度和速度逐渐降低，而掉高会产生自下而上的相对气流，又能吹动旋翼自转提供升力，这样操作手就可以遥控旋翼机滑翔着陆。并且，旋翼机没有自动倾斜器、减速器和尾传动系统等部件，所以结构简单，噪声小，使用维护简便，不仅价格低廉，而且故障率低、安全性和可靠性高，在民用及部分军用场合有广阔的应用前景。目前已有研究将自转旋翼无人机应用于农林植保和电力系统巡线。因此自转旋翼无人机的控制研究具有重要意义。
自转旋翼机的飞行动力学特性介于固定翼飞机和直升机之间，其前飞动力和偏航控制与固定翼飞机相同，俯仰姿态与滚转姿态与直升机操纵相同。但自转旋翼机各操纵通道之间存在着强烈的耦合，并且在通过桨盘进行姿态控制时存在一定滞后，这些都是自转旋翼机控制器设计的难点。
无人自转旋翼机自主着陆过程中需保证无人机以安全的姿态降落在跑道上，需综合考虑着陆油门、触地速度、触地姿态等飞行参数，是飞行控制系统完成飞行任务的收尾工作，亦是决定飞行成败的关键模块。无人自转旋翼机由于其自身特性带来了新的着陆飞行控制难点，传统无人机的着陆控制方案也不完全适用，自转旋翼机采取的滑跑着陆方式也是各种回收方式中最复杂、最危险的一种。由于着陆各种不确定性的影响，没有飞行员直接操纵的无人机，其事故率比有人机更高。因此设计高安全性的降落控制策略成为了研究无人自转旋翼机飞行控制技术的重点与难点。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种无人自转旋翼机降落控制方法，在保证安全性的前提下确保无人自转旋翼机可以快速精准自主降落。
本发明无人自转旋翼机降落控制方法，具体步骤如下：
步骤一、无人自转旋翼机进入降落状态后，以巡航高度、巡航速度自主飞行至盘旋降高点，准备进入盘旋降高段。
步骤二、无人机进入盘旋降高段，由盘旋降高点盘旋下降至第一安全高度，速度继续保持巡航速度，进一步保持第一安全高度飞至下滑点，准备进入陡下滑段。
步骤三、无人机进入陡下滑段，此时为获得最大下沉率，将油门收到怠速油门，通过桨盘俯仰控制空速，保持桨盘滚转舵控制侧偏，方向舵控制航向的控制律，陡下滑至第二安全高度，准备进入浅下滑段。
步骤四、无人机进入浅下滑段，此时采用跟飞下滑线的直线下滑策略，减小下沉速度、逐渐调整姿态，通过油门控制空速，通过桨盘俯仰控制高度，使无人机沿着固定直线轨迹下降；此时机身姿态与下降速度和空速相关，通过设置轨迹坡度与目标空速，使无人机俯仰角适当增加，为后续拉飘段做准备。
步骤五、无人机沿下滑线下降到第三安全高度，达到飘落点，开始进入拉飘段；此时将油门缓慢收到怠速油门，使发动机怠速旋转；同时通过桨盘俯仰控制俯仰角至设置的飘落角，通过桨盘滚转控制机身滚转姿态保持水平，通过方向舵控制飞机航向，且将增益放大，增大方向舵控制幅度。
步骤六、无人机以正俯仰角缓慢飘落，两主轮先触地；依旧保持桨盘控制俯仰角，油门保持怠速油门，发动机保持怠速转速，桨盘滚转控制滚转角，方向舵控制航向角以减小侧偏。
步骤七、无人机俯仰角逐渐减小，前轮接地进入三轮接地状态，开始进行地面滑跑控制；保持当前桨盘俯仰舵量，油门保持怠速，逐渐缓慢刹车，速度逐渐减小；桨盘滚转控制滚转角保持机身水平，此时前轮和方向舵共同控制飞机航向以减小侧偏。
步骤八、无人机速度逐渐降低，停止后，发动机关车。
本发明的优点在于：
(1)本发明无人自转旋翼机降落控制方法，是一种适用于中大型无人自转旋翼机降落控制策略及方法，实现了中大型无人自转旋翼机的全自动降落控制流程，在满足具有安全策略保护的前提下，简化了操作过程，可以拥有一键降落的强大功能；
(2)本发明无人自转旋翼机降落控制方法，在无人自转旋翼机降落时在不同高度采取不同控制策略，在开始下滑时采用大下沉率陡下滑，在低高度时采取跟飞下滑线策略，在保证降落末端安全性的前提下加快降落速度，满足快速性和安全性要求。
(3)本发明无人自转旋翼机降落控制方法，在降落末端接近地面时通过浅下滑、拉飘等操作，可以保证飞机以小速度、小下沉率、正俯仰角接地，可以提高降落安全性。
(4)本发明无人自转旋翼机降落控制方法，在两轮接地后通过方向舵控制飞机航向，通过桨盘控制机身姿态，在三轮接地后逐渐刹车，并根据地速对前轮偏转角度进行限幅，可在有侧风情况下有效防止飞机侧翻。
附图说明
图1为本发明中涉及的无人自转旋翼机典型任务剖面图；
图2为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的策略流程图；
图3为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的降落过程横侧向剖面示意图；
图4为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的降落过程纵向剖面示意图；
图5为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的航向控制方法示意图；
图6为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的横向控制方法示意图；
图7为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的陡下滑纵向控制方法示意图；
图8为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的浅下滑高度控制方法示意图；
图9为本发明无人自转旋翼机降落控制方法的浅下滑空速控制方法示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步详细说明。
无人机飞行时的飞行剖面为完成某一特定飞行任务而绘制的飞机航迹图形，是飞机技术要求的组成部分和重要设计依据，也是形象地表达飞行任务的一种形式。本发明中涉及的无人自转旋翼机的飞行剖面如图1所示，由起飞、爬升、巡航、投放载荷、返航、降落、着陆等阶段组成。本发明无人自转旋翼机降落控制方法针对飞行剖面中降落和着陆阶段进行研究，控制无人机从开始降落，逐渐降低高度，最后着陆的整个流程，在本例实施中，无人自转旋翼机降落控制方法流程如图2所示，具体步骤如下：
步骤一、无人自转旋翼机按照飞行剖面执行预定投放载荷等任务后，进行返航，准备进入降落阶段。此时飞机处于巡航高度和巡航速度，飞向盘旋降高点，水平航迹如图3所示。无人机按照图4所示纵向航迹剖面进入降落段，保持巡航高度和巡航速度飞行至盘旋降高点后进入盘旋降高段。本发明中设计巡航高度为1000m，巡航速度为33m/s。
步骤二、无人机自主飞行至盘旋降高点后，以盘旋降高点为圆心盘旋下降至第一安全高度，速度继续保持巡航速度。无人机盘旋降高后保持第一安全高度飞至下滑点，准备进入陡下滑段，水平航迹如图3所示。本发明中设计第一安全高度为500m。
在盘旋下降过程中，航向控制通过方向舵实现，控制方式为：
如图5所示，外环控制为侧偏距制导，优先保证飞机的航线跟踪精度，根据目标航点与当前位置计算侧偏距δy，经过外环PID控制得到目标航向，具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000041
其中，ψa为目标航向角，
Figure BDA0003287222990000042
分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，/>
Figure BDA0003287222990000043
为侧向速度。
航向内环仅有微分环节，空中飞行时方向舵仅起到航向增稳作用，内环姿态控制律为：
Figure BDA0003287222990000044
其中，δr为方向舵舵量，
Figure BDA0003287222990000045
分别为航向角反馈增益、航向角速率反馈增益，r为航向角速率，ψa、ψc分别为目标航向角、当前航向角。
在盘旋下降过程中，横向控制通过桨盘横滚舵实现，通过桨盘横滚舵消除侧偏距与航向偏差，如图6所示，具体方式为：
首先根据侧偏距进行外环PID控制律解算，同时引入航向偏差，目的是与方向舵进行协调转弯，将计算得到的值进行限幅，防止计算的目标滚转角过大导致滚转姿态过大，得到目标滚转角，具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000046
其中，Φa为目标滚转角，
Figure BDA0003287222990000047
分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，/>
Figure BDA0003287222990000048
为侧向速度，KRZ为航向偏差增益，Δψ为航向偏差。
将计算出的目标滚转角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前滚转角进行内环控制律解算，将计算得到的值进行限幅，发送给桨盘横滚舵执行。具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000049
其中，δa为桨盘滚转舵量，
Figure BDA00032872229900000410
分别为滚转角反馈增益、滚转角速率反馈增益、滚转角积分增益，p为滚转角速率，Φa、Φc分别为目标滚转角、当前滚转角。
步骤三、无人机到达下滑点开始进入陡下滑段，纵向阶段划分如图4所示。此时为获得最大下沉率，将油门收到怠速油门，通过桨盘俯仰舵控制空速，保持桨盘滚转舵控制侧偏，方向舵控制航向的控制律。陡下滑至第二安全高度。本发明设计怠速油门4％，对应怠速转速2300rpm，第二安全高度为15m，陡下滑段下滑航迹线坡度约为-3°。
无人机在进行陡下滑时，通过桨盘俯仰控制空速，如图7所示，具体方式为：
首先根据目标空速与当前空速进行外环PID控制律解算，得到目标俯仰角θa，具体控制律为：
Figure BDA00032872229900000411
其中，θa为目标俯仰角，
Figure BDA00032872229900000412
分别为空速反馈增益、前进加速度反馈增益、空速积分增益，ax为前进加速度，Va、Vc分别为目标空速、当前空速。
将计算出的目标俯仰角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前俯仰角进行内环PID控制律解算，在内环控制时引入俯仰角速率环节，俯仰角速率为微分环节，可以一定程度预测系统误差变化趋势，可以改善系统动态性能。再将内环PID计算后得到的值进行限幅，发送给桨盘俯仰舵机执行。具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000051
其中，δe为桨盘俯仰舵量，
Figure BDA0003287222990000052
分别空速控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标俯仰角、当前俯仰角。
步骤四、无人机到达第二安全高度后进入浅下滑段，纵向阶段划分如图4所示，此时采用跟飞下滑线的直线下滑策略，减小下沉速度、逐渐调整姿态。通过油门控制空速，通过桨盘俯仰控制高度，使无人机沿着固定直线轨迹下降。此时机身姿态与下降速度和空速相关，可设置合适的轨迹坡度与目标空速，使无人机俯仰角适当增加，为后续拉飘段做准备。本发明设计浅下滑段直线下滑航迹线坡度为-1.6°。
在浅下滑段改变纵向控制方式，桨盘俯仰不再与空速进行闭环控制，通过桨盘俯仰控高度，如图8所示，具体方法为：
首先根据目标高度与当前高度的差值进行经典PID控制，通过外环PID控制律计算出目标俯仰角，具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000053
其中，θa为目标俯仰角，
Figure BDA0003287222990000054
分别为高度反馈增益、升降速度反馈增益、高度积分增益，/>
Figure BDA0003287222990000055
为下沉速度，Ha、Hc分别为目标高度、当前高度，KYR为滚转角前馈增益，Φc为当前滚转角。
将计算出的目标俯仰角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前俯仰角进行内环PID控制律解算，引入俯仰角速率微分环节，可以一定程度预测系统误差变化趋势，改善系统动态性能。除此之外引入滚转角前馈环节，转弯时滚转姿态会造成升力损失导致飞机高度下降，通过引入滚转角前馈量提前拉升姿态，防止飞机转弯时掉高。将计算得到的值进行限幅，发送给桨盘俯仰舵执行。具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000056
其中，δe为桨盘俯仰舵量，
Figure BDA0003287222990000057
分别为高度控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标俯仰角、当前俯仰角。
如图9所示，油门控制空速的具体方法如下：
根据目标空速与当前空速的差值进行比例和积分控制，将计算得到的值进行限幅发送给油门舵机执行。具体控制律为：
Figure BDA0003287222990000058
其中，δp为油门舵机舵量，
Figure BDA0003287222990000059
分别为速度反馈比例增益、速度积分增益，Va、Vc分别为目标空速、当前空速。
步骤五、直线下滑至第三安全高度，达到飘落点，开始进入拉飘段。此时将油门在3s内逐渐收到怠速位置，使发动机怠速。飞机进入拉飘段之后，上述桨盘与方向舵控制方式均变成姿态控制，将步骤二和步骤四中所述目标航向角、目标滚转角、目标俯仰角设置成定值，不再采用外环计算值，具体地：目标航向保持为机场跑道方向角，目标滚转保持为0°，目标俯仰保持设置的飘落角。此时通过桨盘俯仰控制俯仰角至设置的飘落角。通过桨盘滚转控制机身滚转姿态保持水平，通过方向舵控制飞机航向(不再控航迹向)，且将增益放大增大方向舵控制幅度。此时推力减小、桨盘后倒角增加，因此飞机空速逐渐减小、下沉率进一步减小，缓慢飘落；本发明中设计第三安全高度为2m，飘落角为8°(需要小于擦地角，防止机身后部蹭地)，实际接地时下沉率0.5m/s。
步骤六、飞机保持飘落角逐渐下降，同步判断前三点式布局起落架中位于机身后部的两机轮是否触地，若判断为触地，则进入两轮滑跑状态，此时无人机拥有一定速度，确保无人机拥有一定的航向控制能力。继续保持桨盘控制俯仰角至设置的飘落角，油门保持怠速位置，发动机保持怠速转速，桨盘滚转控制滚转角，方向舵控制侧偏到航向角。此时推力减小，地速较低，飞机俯仰角自动减小。本发明某中设计机身后部两机轮接地时空速9m/s。
前述前三点式布局起落架中位于机身后部的两机轮触地判断条件为：左机轮轮速大于空速一半，右机轮轮速大于地速一半，并且同时保持1s以上，则判断进入两轮滑跑状态。
上述左机轮轮速与右机轮轮速为由轮速传感器测得轮速转换的飞机速度，如公式：
V轮＝120πnR轮 (10)
其中，n为轮速传感器测得轮速，单位为rpm，R轮为相应轮胎半径，单位为m。
本发明中涉及到的自转旋翼机中，前三点式起落架三个机轮的轮胎半径均为0.2m。
步骤七、前机轮接地进入三轮接地状态，判断为三轮接地状态后开始进行地面滑跑控制。保持当前桨盘俯仰舵量，油门怠速，逐渐缓慢刹车、减速。桨盘滚转控滚转角，侧偏反馈到航向角通过前轮和方向舵控制，减小侧偏。
前轮接地的判断条件为：前轮轮速大于地速一半并保持1s且俯仰角小于2°，前轮轮速通过式(10)计算得出。
步骤八、地速轮速都为0后，桨盘置水平，发动机关车。

Claims (7)

1.一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：具体步骤如下：
步骤一、无人自转旋翼机进入降落状态后，以巡航高度、巡航速度自主飞行至盘旋降高点，准备进入盘旋降高段；
步骤二、无人机进入盘旋降高段，由盘旋降高点盘旋下降至第一安全高度，速度继续保持巡航速度，进一步保持第一安全高度飞至下滑点，准备进入陡下滑段；
步骤三、无人机进入陡下滑段，此时为获得最大下沉率，将油门收到怠速油门，通过桨盘俯仰控制空速，保持桨盘滚转舵控制侧偏，方向舵控制航向的控制律，陡下滑至第二安全高度，准备进入浅下滑段；
步骤四、无人机进入浅下滑段，此时采用跟飞下滑线的直线下滑策略，减小下沉速度、逐渐调整姿态，通过油门控制空速，通过桨盘俯仰控制高度，使无人机沿着固定直线轨迹下降；此时机身姿态与下降速度和空速相关，通过设置轨迹坡度与目标空速，使无人机俯仰角适当增加，为后续拉飘段做准备；具体方法为：
首先根据目标高度与当前高度的差值进行经典PID控制，通过外环PID控制律计算出目标俯仰角，具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000011
其中，θa为目标俯仰角，
Figure FDA0004185967840000012
分别为高度反馈增益、升降速度反馈增益、高度积分增益，/>
Figure FDA0004185967840000013
为下沉速度，Ha、Hc分别为目标高度、当前高度，KYR为滚转角前馈增益，Φc为当前滚转角；
将计算出的目标俯仰角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前俯仰角进行内环PID控制律解算，引入俯仰角速率微分环节；
在内环PID控制律解算过程中，还引入滚转角前馈环节，转弯时滚转姿态会造成升力损失导致飞机高度下降，通过引入滚转角前馈量提前拉升姿态，防止飞机转弯时掉高；将计算得到的值进行限幅，发送给桨盘俯仰舵执行，具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000014
其中，δe为桨盘俯仰舵量，
Figure FDA0004185967840000015
分别为高度控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标俯仰角、当前俯仰角；
步骤五、无人机沿下滑线下降到第三安全高度，达到飘落点，开始进入拉飘段；此时将油门缓慢收到怠速油门，使发动机怠速旋转；同时通过桨盘俯仰控制俯仰角至设置的飘落角，通过桨盘滚转控制机身滚转姿态保持水平，通过方向舵控制飞机航向，且将增益放大，增大方向舵控制幅度；
步骤六、无人机以正俯仰角缓慢飘落，两主轮先触地；依旧保持桨盘控制俯仰角，油门保持怠速油门，发动机保持怠速转速，桨盘滚转控制滚转角，方向舵控制航向角以减小侧偏；
步骤七、无人机俯仰角逐渐减小，前轮接地进入三轮接地状态，开始进行地面滑跑控制；保持当前桨盘俯仰舵量，油门保持怠速，逐渐缓慢刹车，速度逐渐减小；桨盘滚转控制滚转角保持机身水平，此时前轮和方向舵共同控制飞机航向以减小侧偏；
步骤八、无人机速度逐渐降低，停止后，发动机关车。
2.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤二中，在盘旋下降过程中，航向控制方式为：
外环控制为侧偏距制导，优先保证飞机的航线跟踪精度，根据目标航点与当前位置计算侧偏距δy，经过外环PID控制得到目标航向，具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000021
其中，ψa为目标航向角，
Figure FDA0004185967840000022
分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，/>
Figure FDA0004185967840000023
为侧向速度；
航向内环仅有微分环节，空中飞行时方向舵仅起到航向增稳作用，内环姿态控制律为：
Figure FDA0004185967840000024
其中，δr为方向舵舵量，
Figure FDA0004185967840000025
分别为航向角反馈增益、航向角速率反馈增益，r为航向角速率，ψa、ψc分别为目标航向角、当前航向角。
3.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤二中，在盘旋下降过程中，横向控制通过桨盘横滚舵实现，通过桨盘横滚舵消除侧偏距与航向偏差，具体方式为：
首先根据侧偏距进行外环PID控制律解算，同时引入航向偏差，目的是与方向舵进行协调转弯，将计算得到的值进行限幅，防止计算的目标滚转角过大导致滚转姿态过大，得到目标滚转角，具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000026
其中，Φa为目标滚转角，
Figure FDA0004185967840000027
分别为侧偏距反馈增益、侧向速度反馈增益、侧偏距积分增益，δy为侧偏距，/>
Figure FDA0004185967840000028
为侧向速度，KRZ为航向偏差增益，Δψ为航向偏差；
将计算出的目标滚转角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前滚转角进行内环控制律解算，将计算得到的值进行限幅，发送给桨盘横滚舵执行；具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000029
其中，δa为桨盘滚转舵量，
Figure FDA00041859678400000210
分别为滚转角反馈增益、滚转角速率反馈增益、滚转角积分增益，p为滚转角速率，Φa、Φc分别为目标滚转角、当前滚转角。
4.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤三中，无人机在进行陡下滑时，通过桨盘俯仰控制空速，具体方式为：
首先根据目标空速与当前空速进行外环PID控制律解算，得到目标俯仰角θa，具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000031
其中，θa为目标俯仰角，
Figure FDA0004185967840000032
分别为空速反馈增益、前进加速度反馈增益、空速积分增益，ax为前进加速度，Va、Vc分别为目标空速、当前空速；
将计算出的目标俯仰角与通过机载惯导等姿态测量传感器测得的当前俯仰角进行内环PID控制律解算，在内环控制时引入俯仰角速率环节，俯仰角速率为微分环节，再将内环PID计算后得到的值进行限幅，发送给桨盘俯仰舵机执行；具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000033
其中，δe为桨盘俯仰舵量，
Figure FDA0004185967840000034
分别空速控制时俯仰角反馈增益、俯仰角速率反馈增益、俯仰角积分增益，q为俯仰角速率，θa、θc分别为目标俯仰角、当前俯仰角。
5.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤四中，油门控制空速的具体方法如下：
根据目标空速与当前空速的差值进行比例和积分控制，将计算得到的值进行限幅发送给油门舵机执行；具体控制律为：
Figure FDA0004185967840000035
其中，δp为油门舵机舵量，
Figure FDA0004185967840000036
分别为速度反馈比例增益、速度积分增益，Va、Vc分别为目标空速、当前空速。
6.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤六中，两主轮触地判断方式为：左轮轮速大于空速一半，右轮轮速大于地速一半，并且同时保持1s以上，则判断进入两轮滑跑状态；
上述左轮轮速与右轮轮速为由轮速传感器测得轮速转换的飞机速度，如公式：
V轮＝120πnR轮 (10)
其中，n为轮速传感器测得轮速，单位为rpm，R轮为相应轮胎半径，单位为m。
7.如权利要求1所述一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：步骤七中，前轮接地的判断条件为：前轮轮速大于地速一半并保持1s且俯仰角小于2°。
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