CN115129084A - 一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法 - Google Patents

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CN115129084A CN202210865070.8A CN202210865070A CN115129084A CN 115129084 A CN115129084 A CN 115129084A CN 202210865070 A CN202210865070 A CN 202210865070A CN 115129084 A CN115129084 A CN 115129084A
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任杰
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Abstract

本发明属于航空飞行控制技术领域，具体的说，是一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，包括如下步骤：步骤一：设计方向舵通道增稳控制律；步骤二：设计方向舵通道纠偏控制律；步骤三：设计刹车纠偏控制律；步骤四：设计前轮纠偏控制律；步骤五：设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑；步骤六：设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑。本专利通过控制律分项限幅或者侧偏距软化手段，对现有控制器进行优化，解决了飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏时，含侧偏距的控制项会瞬间出现较大的纠偏量，从而导致飞机着陆后出现的较大扰动问题，提升了无人机纠偏控制效果，降低了无人机着陆安全风险。

Description

一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法
技术领域
本发明属于航空飞行控制技术领域，具体的说，是一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法。
背景技术
样例无人机为前三点式无人机，以机轮区别划分，可分为位于机身前部的前轮和位于机身两侧的两个主轮。其中，两个主轮对称安装在机身两侧，通常位于飞机重心后面，可分为左轮和右轮。前轮上安装有前轮转弯装置，可通过飞控计算机发送“前轮纠偏量”给前轮转弯装置，前轮转弯装置调整前轮角度进行前轮纠偏。而左轮和右轮上安装有刹车装置，当左轮和右轮存在不同的刹车量时，相对于飞机重心会造成额外的偏航力矩，使得飞控计算机根据飞机当前状况计算“刹车纠偏量”，并发送给左右刹车机构，从而实现主轮刹车纠偏。本专利中方向舵为差动式阻力方向舵，现有专利号为“CN111017197A”的专利中公开了一种无人机差动式方向舵伺服作动装置，本样例无人机采用的差动式阻力方向舵与上述专利一致。
通常的，无人机通过控制侧偏距和航向角进行地面纠偏，在着陆接地后，刹车、前轮和方向舵均使用纠偏控制律，但无人机大侧偏着陆时，由于无人机侧偏距差较大，三个纠偏控制通道(刹车纠偏通道、前轮纠偏通道、方向舵通道)中含侧偏距的控制项会瞬间出较大的纠偏量，从而导致飞机着陆接地后出现较大的扰动，严重时会出现无人机“地面打转”，存在着陆安全风险。
发明内容
本发明的目的是通过控制律分项限幅或者侧偏距软化手段，对现有控制器进行优化，解决了飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏时，含侧偏距的控制项会瞬间出现较大的纠偏量，从而导致飞机着陆后出现的较大扰动问题，提升无人机纠偏控制效果，降低无人机着陆安全风险。
为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：
一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，包括如下步骤：
步骤一：设计方向舵通道增稳控制律；
步骤二：设计方向舵通道纠偏控制律；
步骤三：设计刹车纠偏控制律；
步骤四：设计前轮纠偏控制律；
步骤五：设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑；
步骤六：设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑。
进一步地，步骤一具体为：
方向舵通道增稳控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000021
Figure BDA0003758267810000022
其中，(1)式中控制参数
Figure BDA0003758267810000023
为方向舵通道偏航角速率阻尼控制参数，用于增加系统阻尼，控制参数
Figure BDA0003758267810000024
为方向舵通道侧滑角增稳控制参数，用于荷兰滚模态增稳，控制参数
Figure BDA0003758267810000025
为方向舵通道侧滑角速率增稳控制参数，用于荷兰滚模态增稳，物理量Δδr为增稳引起的舵偏量，物理量r为无人机偏航角速率，物理量β为无人机侧滑角，物理量
Figure BDA00037582678100000216
为无人机侧滑角速率，(2)式中物理量α为无人机攻角；
控制器在运行时，首先按式(2)计算无人机侧滑角速率，按式(1)计算出方向舵增稳舵偏量增量，发送至执行机构，完成整个方向舵通道增稳控制律设计。
再进一步的，
Figure BDA0003758267810000026
为3，
Figure BDA0003758267810000027
为-4，
Figure BDA0003758267810000028
为-1。
进一步地，步骤二具体为：
方向舵通道纠偏控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000029
其中，控制参数
Figure BDA00037582678100000210
为方向舵通道随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100000211
为方向舵通道侧偏距纠偏控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100000212
为方向舵通道侧偏距积分纠偏控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100000213
为方向舵通道航向角纠偏控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100000214
为方向舵通道偏航角速率纠偏控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100000215
为方向舵通道侧偏移速率纠偏控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼；物理量Δδrg为纠偏引起的舵偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA0003758267810000031
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出方向舵的纠偏舵偏量增量，并发送至方向舵执行机构，实现方向舵纠偏控制。
再进一步的，
Figure BDA0003758267810000032
为3，
Figure BDA0003758267810000033
为1，
Figure BDA0003758267810000034
为-1.5，
Figure BDA0003758267810000035
为1，
Figure BDA0003758267810000036
为4。
再进一步的，
Figure BDA0003758267810000037
的公式如式(4)所示：
Figure BDA0003758267810000038
其中，式(4)的参数V1 G＝10km/h，V2 G＝20km/h，V3 G＝300km/h，V4 G＝340km/h，物理量VG为飞机地速。
进一步地，步骤三具体为：
刹车纠偏控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000039
其中，控制参数
Figure BDA00037582678100000310
为刹车纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100000311
为刹车纠偏侧偏距控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100000312
为刹车纠偏侧偏距积分控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100000313
为刹车纠偏航向角控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100000314
为刹车纠偏偏航角速率控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100000315
为刹车纠偏侧偏移速率控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼，物理量Δδb为刹车纠偏引起的刹车纠偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100000316
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出刹车纠偏增量，并发送至左右刹车执行机构，实现刹车纠偏控制。
再进一步地，
Figure BDA0003758267810000041
为0.02，
Figure BDA0003758267810000042
为0.02，
Figure BDA0003758267810000043
为-0.024，
Figure BDA0003758267810000044
为0.013，
Figure BDA0003758267810000045
为0.02。
再进一步地，
Figure BDA0003758267810000046
的公式如式(6)所示。
Figure BDA0003758267810000047
其中，参数V2 G＝195km/h，V3 G＝200km/h，物理量VG为飞机地速。
进一步地，步骤四具体为：
前轮纠偏控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000048
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000049
为前轮纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100000410
为前轮纠偏侧偏距控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100000411
为前轮纠偏侧偏距积分控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100000412
为前轮纠偏航向角控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100000413
为前轮纠偏偏航角速率控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100000414
为前轮纠偏侧偏移速率控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼，物理量ΔδNW为前轮纠偏引起的前轮纠偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100000420
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出前轮纠偏量，并发送至前轮转弯执行机构中，实现前轮纠偏控制。
再进一步地，
Figure BDA00037582678100000415
为-0.6，
Figure BDA00037582678100000416
为0.1，
Figure BDA00037582678100000417
为-0.35，
Figure BDA00037582678100000418
为-0.3，
Figure BDA00037582678100000419
为-0.28。
再进一步地，
Figure BDA0003758267810000051
的公式如式(8)所示。
Figure BDA0003758267810000052
其中，参数V1 G＝180km/h，V2 G＝250km/h，物理量VG为飞机地速。
进一步地，步骤五为设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑，
无人机在着陆前的最后一个阶段，需要进行航向对准，保证飞机机头方向对准跑道，即进行有侧滑飞行；
航向对准段无人机方向舵通道控制律如式(9)所示。
Figure BDA0003758267810000053
着陆滑跑段无人机方向舵通道控制律如式(10)所示。
δr＝Δδr+Δδrg (10)
其中，式(9)中控制参数
Figure BDA0003758267810000054
为方向舵通道侧滑角控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000055
为方向舵通道航向角差控制参数，物理量δr为方向舵舵面控制量，物理量Δδrg为方向舵纠偏控制增量，物理量Δδr为方向舵增稳控制增量，且一般在接地后n秒内进行淡化，至m秒时淡化为0。
再进一步地，
Figure BDA0003758267810000056
为-1.5，
Figure BDA0003758267810000057
为1.3，n为2，m为3。
进一步地，步骤六设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑为设计大侧偏着陆时各纠偏控制律分项限幅，具体为：
飞机在着陆滑跑段，进行限幅，方向舵分项限幅值可如下所示：
Figure BDA0003758267810000058
|Δψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure BDA0003758267810000059
飞机在着陆滑跑段进行限幅，刹车纠偏分项限幅值可如下所示：
Figure BDA00037582678100000510
|Δψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure BDA00037582678100000511
飞机在着陆滑跑段进行限幅，前轮纠偏分项限幅值可如下所示：
Figure BDA00037582678100000512
|Δψ|≤5°，|r|≤15°/s，
Figure BDA00037582678100000513
进一步地，步骤六设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑为设计大侧偏着陆时侧偏距软化逻辑，
具体为：
飞机的侧偏距为Y，侧偏距指令值为Yg，飞机的侧偏距差表示为
ΔY＝Y-Yg (11)
取飞机接地时刻的侧偏距Y′，启用大侧偏着陆纠偏逻辑的侧偏距阈值为Y*，飞机侧偏距软化时间为T，以接地时刻开始计时，启用大侧偏着陆纠偏逻辑后，侧偏距指令值Yg可表达为落地后时间t的函数，如公式(12)所示：
Figure BDA0003758267810000061
再进一步地，Y*为5m，T为30s。
更进一步地，本专利适用于所有使用侧偏距进行着陆纠偏控制的无人机。
本发明有益效果是：
本专利通过控制律分项限幅或者侧偏距软化手段，对现有控制器进行优化，解决了飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏时，含侧偏距的控制项会瞬间出现较大的纠偏量，从而导致飞机着陆后出现的较大扰动问题，提升了无人机纠偏控制效果，降低了无人机着陆安全风险。
附图说明
图1为本发明所述的方向舵通道增稳控制结构图。
图2为本发明所述的方向舵通道纠偏控制结构图。
图3为本发明所述的刹车纠偏控制结构图。
图4为本发明所述的前轮纠偏控制结构图。
图5为本发明实施例2所述的侧偏距软化逻辑示意图。
图中：控制参数
Figure BDA0003758267810000062
为方向舵通道偏航角速率阻尼控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000063
为方向舵通道侧滑角增稳控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000064
为方向舵通道侧滑角速率增稳控制参数。
控制参数
Figure BDA0003758267810000065
为方向舵通道随速度变化的调参因子，控制参数
Figure BDA0003758267810000066
为方向舵通道侧偏距纠偏控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000067
为方向舵通道侧偏距积分纠偏控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000068
为方向舵通道航向角纠偏控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000069
为方向舵通道偏航角速率纠偏控制参数，控制参数
Figure BDA00037582678100000610
为方向舵通道侧偏移速率纠偏控制参数。
控制参数
Figure BDA0003758267810000071
为刹车纠偏随速度变化的调参因子，控制参数
Figure BDA0003758267810000072
为刹车纠偏侧偏距控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000073
为刹车纠偏侧偏距积分控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000074
为刹车纠偏航向角控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000075
为刹车纠偏偏航角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000076
为刹车纠偏侧偏移速率控制参数。
控制参数
Figure BDA0003758267810000077
为前轮纠偏随速度变化的调参因子，控制参数
Figure BDA0003758267810000078
为前轮纠偏侧偏距控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000079
为前轮纠偏侧偏距积分控制参数，控制参数
Figure BDA00037582678100000710
为前轮纠偏航向角控制参数，控制参数
Figure BDA00037582678100000711
为前轮纠偏偏航角速率控制参数，控制参数
Figure BDA00037582678100000712
为前轮纠偏测偏移速率控制参数。
物理量Δδr为方向舵增稳控制增量，物理量Δδrg为方向舵纠偏控制增量，物理量ΔδNW为前轮纠偏引起的前轮纠偏量，物理量Δδb为刹车纠偏引起的刹车纠偏量。
物理量p为无人机滚转角速率，物理量r为无人机偏航角速率，物理量β为无人机侧滑角，物理量
Figure BDA00037582678100000713
为无人机侧滑角速率，物理量α为无人机攻角。物理量ΔY为无人机侧偏距差，物理量Y为无人机侧偏距，物理量Yg为无人机侧偏距指令值，物理量Δψ为无人机航向角差，物理量ψ为无人机航向角，物理量ψg为无人机指令值，物理量
Figure BDA00037582678100000714
为无人机侧偏移速率。物理量T为飞机侧偏距软化时间，物理量Y′为飞机接地时刻侧偏距。
具体实施方式
下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其包含以下步骤：
步骤一：设计方向舵通道增稳控制律；
步骤二：设计方向舵通道纠偏控制律；
步骤三：设计刹车纠偏控制律；
步骤四：设计前轮纠偏控制律；
步骤五：设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑；
步骤六：设计大侧偏着陆时各纠偏控制律分项限幅；
步骤一具体：
图1，示出了方向舵通道增稳控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000081
Figure BDA0003758267810000082
其中，(1)式中控制参数
Figure BDA0003758267810000083
为方向舵通道偏航角速率阻尼控制参数，主要用于增加系统阻尼，控制参数
Figure BDA0003758267810000084
为方向舵通道侧滑角增稳控制参数，主要用于荷兰滚模态增稳，控制参数
Figure BDA0003758267810000085
为方向舵通道侧滑角速率增稳控制参数，主要用于荷兰滚模态增稳。物理量Δδr为增稳引起的舵偏量，物理量r为无人机偏航角速率，物理量β为无人机侧滑角，物理量
Figure BDA0003758267810000086
为无人机侧滑角速率，(2)式中物理量α为无人机攻角。
控制器在运行时，首先按式(2)计算无人机侧滑角速率，按式(1)计算出方向舵增稳舵偏量增量，发送至执行机构，完成整个方向舵通道增稳控制律设计。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000087
可以为3，
Figure BDA0003758267810000088
可以为-4，
Figure BDA0003758267810000089
可以为-1。
步骤二具体：
图2，示出了方向舵通道纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA00037582678100000810
其中，控制参数
Figure BDA00037582678100000811
为方向舵通道随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100000812
为方向舵通道侧偏距纠偏控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100000813
为方向舵通道侧偏距积分纠偏控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100000814
为方向舵通道航向角纠偏控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100000815
为方向舵通道偏航角速率纠偏控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100000816
为方向舵通道侧偏移速率纠偏控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量Δδrg为纠偏引起的舵偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100000817
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出方向舵的纠偏舵偏量增量，并发送至方向舵执行机构，实现方向舵纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000091
可以为3，
Figure BDA0003758267810000092
可以为1，
Figure BDA0003758267810000093
可以为-1.5，
Figure BDA0003758267810000094
可以为1，
Figure BDA0003758267810000095
可以为4。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000096
的公式如式(4)所示。
Figure BDA0003758267810000097
其中，式(4)的参数V1 G＝10km/h，V2 G＝20km/h，V3 G＝300km/h，V4 G＝340km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤三具体：
图3，示出了刹车纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000098
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000099
为刹车纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100000910
为刹车纠偏侧偏距控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100000911
为刹车纠偏侧偏距积分控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100000912
为刹车纠偏航向角控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100000913
为刹车纠偏偏航角速率控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100000914
为刹车纠偏侧偏移速率控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量Δδb为刹车纠偏引起的刹车纠偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100000915
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出刹车纠偏增量，并发送至左右刹车执行机构，实现刹车纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000101
可以为0.02，
Figure BDA0003758267810000102
可以为0.02，
Figure BDA0003758267810000103
可以为-0.024，
Figure BDA0003758267810000104
可以为0.013，
Figure BDA0003758267810000105
可以为0.02。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000106
的公式如式(6)所示。
Figure BDA0003758267810000107
其中，参数V2 G＝195km/h，V3 G＝200km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤四具体：
图4，示出了前轮纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000108
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000109
为前轮纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA00037582678100001010
为前轮纠偏侧偏距控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA00037582678100001011
为前轮纠偏侧偏距积分控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA00037582678100001012
为前轮纠偏航向角控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA00037582678100001013
为前轮纠偏偏航角速率控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100001014
为前轮纠偏侧偏移速率控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量ΔδNW为前轮纠偏引起的前轮纠偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100001020
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出前轮纠偏量，并发送至前轮转弯执行机构中，实现前轮纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA00037582678100001015
可以为-0.6，
Figure BDA00037582678100001016
可以为0.1，
Figure BDA00037582678100001017
可以为-0.35，
Figure BDA00037582678100001018
可以为-0.3，
Figure BDA00037582678100001019
可以为-0.28。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000111
的公式如式(8)所示。
Figure BDA0003758267810000112
其中，参数V1 G＝180km/h，V2 G＝250km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤五具体：
设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑。
无人机在着陆前的最后一个阶段，需要进行航向对准，保证飞机机头方向对准跑道，即进行有侧滑飞行。
航向对准段无人机方向舵通道控制律如式(9)所示。
Figure BDA0003758267810000113
着陆滑跑段无人机方向舵通道控制律如式(10)所示。
δr＝Δδr+Δδrg (10)
其中，式(9)中控制参数
Figure BDA0003758267810000114
为方向舵通道侧滑角控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000115
为方向舵通道航向角差控制参数，物理量δr为方向舵舵面控制量，物理量Δδrg为方向舵纠偏控制增量，物理量Δδr为方向舵增稳控制增量，且一般在接地后n秒内进行淡化，至m秒时淡化为0。
进一步地，
Figure BDA0003758267810000116
可以为-1.5，
Figure BDA0003758267810000117
可以为1.3，n可以为2，m可以为3。
步骤六具体：
设计大侧偏着陆时各纠偏控制律分项限幅。
一般地，飞机在大侧偏着陆时，需要慢慢出纠偏量，保证高速情况下飞机能够沿跑道方向进行滑行，实现高速主控航向的效果。
但如果不进行分项限幅，大侧偏着陆时，代表侧偏的控制项，如
Figure BDA0003758267810000118
会瞬间出现较大的纠偏量，导致飞机在着陆后出现较大的扰动，进而出现安全风险。
进一步的，飞机在着陆滑跑段，进行限幅，方向舵分项限幅值可如下所示。
Figure BDA0003758267810000121
|Δψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure BDA0003758267810000122
进一步的，飞机在着陆滑跑段进行限幅，刹车纠偏分项限幅值可如下所示。
Figure BDA0003758267810000123
|Δψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure BDA0003758267810000124
进一步的，飞机在着陆滑跑段进行限幅，前轮纠偏分项限幅值可如下所示。
Figure BDA0003758267810000125
|Δψ|≤5°，|r|≤15°/s，
Figure BDA0003758267810000126
实施例2
一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其包含以下步骤，如图1所示：
步骤一：设计方向舵通道增稳控制律；
步骤二：设计方向舵通道纠偏控制律；
步骤三：设计刹车纠偏控制律；
步骤四：设计前轮纠偏控制律；
步骤五：设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑；
步骤六：设计大侧偏着陆时侧偏距软化逻辑；
步骤一具体：
图1，示出了方向舵通道增稳控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000127
Figure BDA0003758267810000128
其中，(1)式中控制参数
Figure BDA0003758267810000129
为方向舵通道偏航角速率阻尼控制参数，主要用于增加系统阻尼，控制参数
Figure BDA00037582678100001210
为方向舵通道侧滑角增稳控制参数，主要用于荷兰滚模态增稳，控制参数
Figure BDA00037582678100001211
为方向舵通道侧滑角速率增稳控制参数，主要用于荷兰滚模态增稳。物理量Δδr为增稳引起的舵偏量，物理量r为无人机偏航角速率，物理量β为无人机侧滑角，物理量
Figure BDA00037582678100001212
为无人机侧滑角速率，(2)式中物理量α为无人机攻角。
控制器在运行时，首先按式(2)计算无人机侧滑角速率，按式(1)计算出方向舵增稳舵偏量增量，发送至执行机构，完成整个方向舵通道增稳控制律设计。
进一步的，
Figure BDA00037582678100001213
可以为3，
Figure BDA00037582678100001214
可以为-4，
Figure BDA00037582678100001215
可以为-1。
步骤二具体：
图2，示出了方向舵通道纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000131
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000132
为方向舵通道随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA0003758267810000133
为方向舵通道侧偏距纠偏控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA0003758267810000134
为方向舵通道侧偏距积分纠偏控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA0003758267810000135
为方向舵通道航向角纠偏控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA0003758267810000136
为方向舵通道偏航角速率纠偏控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA0003758267810000137
为方向舵通道侧偏移速率纠偏控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量Δδrg为纠偏引起的舵偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA0003758267810000138
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出方向舵的纠偏舵偏量增量，并发送至方向舵执行机构，实现方向舵纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000139
可以为3，
Figure BDA00037582678100001310
可以为1，
Figure BDA00037582678100001311
可以为-1.5，
Figure BDA00037582678100001312
可以为1，
Figure BDA00037582678100001313
可以为4。
进一步的，
Figure BDA00037582678100001314
的公式如式(4)所示。
Figure BDA00037582678100001315
其中，式(4)的参数V1 G＝10km/h，V2 G＝20km/h，V3 G＝300km/h，V4 G＝340km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤三具体：
图3，示出了刹车纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000141
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000142
为刹车纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA0003758267810000143
为刹车纠偏侧偏距控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA0003758267810000144
为刹车纠偏侧偏距积分控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA0003758267810000145
为刹车纠偏航向角控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA0003758267810000146
为刹车纠偏偏航角速率控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA0003758267810000147
为刹车纠偏侧偏移速率控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量Δδb为刹车纠偏引起的刹车纠偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA00037582678100001415
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出刹车纠偏增量，并发送至左右刹车执行机构，实现刹车纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000148
可以为0.02，
Figure BDA0003758267810000149
可以为0.02，
Figure BDA00037582678100001410
可以为-0.024，
Figure BDA00037582678100001411
可以为0.013，
Figure BDA00037582678100001412
可以为0.02。
进一步的，
Figure BDA00037582678100001413
的公式如式(6)所示。
Figure BDA00037582678100001414
其中，参数V2 G＝195km/h，V3 G＝200km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤四具体：
图4，示出了前轮纠偏控制律，其控制律结构为：
Figure BDA0003758267810000151
其中，控制参数
Figure BDA0003758267810000152
为前轮纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure BDA0003758267810000153
为前轮纠偏侧偏距控制参数，主要用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure BDA0003758267810000154
为前轮纠偏侧偏距积分控制参数，主要用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure BDA0003758267810000155
为前轮纠偏航向角控制参数，主要用于调整飞机航向角，控制参数
Figure BDA0003758267810000156
为前轮纠偏偏航角速率控制参数，主要用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure BDA0003758267810000157
为前轮纠偏侧偏移速率控制参数，主要用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼。物理量Δδrg为前轮纠偏引起的舵偏量，物理量ΔY为无人机侧偏距差，具体为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量Δψ为无人机航向角差，具体为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure BDA0003758267810000158
为无人机侧偏移速率。
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出前轮纠偏量，并发送至前轮转弯执行机构中，实现前轮纠偏控制。
进一步的，
Figure BDA0003758267810000159
可以为-0.6，
Figure BDA00037582678100001510
可以为0.1，
Figure BDA00037582678100001511
可以为-0.35，
Figure BDA00037582678100001512
可以为-0.3，
Figure BDA00037582678100001513
可以为-0.28。
进一步的，
Figure BDA00037582678100001514
的公式如式(8)所示。
Figure BDA00037582678100001515
其中，参数V1 G＝180km/h，V2 G＝250km/h，物理量VG为飞机地速。
步骤五具体：
设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑。
无人机在着陆前的最后一个阶段，需要进行航向对准，保证飞机机头方向对准跑道，即进行有侧滑飞行。
航向对准段无人机方向舵通道控制律如式(9)所示。
Figure BDA0003758267810000161
着陆滑跑段无人机方向舵通道控制律如式(10)所示。
δr＝Δδr+Δδrg (10)
其中，式(9)中控制参数
Figure BDA0003758267810000162
为方向舵通道侧滑角控制参数，控制参数
Figure BDA0003758267810000163
为方向舵通道航向角差控制参数，物理量δr为方向舵舵面控制量，物理量Δδrg为方向舵纠偏控制增量，物理量Δδr为方向舵增稳控制增量，且一般在接地后n秒内进行淡化，至m秒时淡化为0。
进一步地，
Figure BDA0003758267810000164
可以为-1.5，
Figure BDA0003758267810000165
可以为1.3，n可以为2，m可以为3。
步骤六具体：
设计大侧偏着陆时侧偏距软化逻辑。
一般地，飞机在大侧偏着陆时，需要慢慢出纠偏量，保证高速情况下飞机能够沿跑道方向进行滑行，实现高速主控航向的效果。
但如果不进行分项限幅，大侧偏着陆时，代表侧偏的控制项，如
Figure BDA0003758267810000166
会瞬间出现较大的纠偏量，导致飞机在着陆后出现较大的扰动，进而出现安全风险。
而飞机在着陆时，经过步骤五的航向对准后，航向一般是对准跑道的，那么仅需要对侧偏距差进行软化处理。
飞机的侧偏距为Y，侧偏距指令值为Yg，飞机的侧偏距差可表示为
ΔY＝Y-Yg (11)
取飞机接地时刻的侧偏距Y′，启用大侧偏着陆纠偏逻辑的侧偏距阈值为Y*，飞机侧偏距软化时间为T，以接地时刻开始计时。启用大侧偏着陆纠偏逻辑后，侧偏距指令值Yg可表达为落地后时间t的函数，如公式(12)所示，也可如图5直观表示出。
Figure BDA0003758267810000167
进一步的，Y*可以为5m，T可以为30s。
更进一步的，本专利适用于所有使用侧偏距进行着陆纠偏控制的无人机。

Claims (17)

1.一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一：设计方向舵通道增稳控制律；
步骤二：设计方向舵通道纠偏控制律；
步骤三：设计刹车纠偏控制律；
步骤四：设计前轮纠偏控制律；
步骤五：设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑；
步骤六：设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑。
2.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤一具体为：
方向舵通道增稳控制律结构为：
Figure FDA0003758267800000011
Figure FDA0003758267800000012
其中，(1)式中控制参数
Figure FDA0003758267800000013
为方向舵通道偏航角速率阻尼控制参数，用于增加系统阻尼，控制参数
Figure FDA0003758267800000014
为方向舵通道侧滑角增稳控制参数，用于荷兰滚模态增稳，控制参数
Figure FDA0003758267800000015
为方向舵通道侧滑角速率增稳控制参数，用于荷兰滚模态增稳，物理量△δr为增稳引起的舵偏量，物理量r为无人机偏航角速率，物理量β为无人机侧滑角，物理量
Figure FDA00037582678000000110
为无人机侧滑角速率，(2)式中物理量α为无人机攻角；
控制器在运行时，首先按式(2)计算无人机侧滑角速率，按式(1)计算出方向舵增稳舵偏量增量，发送至执行机构，完成整个方向舵通道增稳控制律设计。
3.根据权利要求2所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：，
Figure FDA0003758267800000016
为3，
Figure FDA0003758267800000017
为-4，
Figure FDA0003758267800000018
为-1。
4.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤二具体为：
方向舵通道纠偏控制律结构为：
Figure FDA0003758267800000019
其中，控制参数
Figure FDA0003758267800000021
为方向舵通道随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure FDA0003758267800000022
为方向舵通道侧偏距纠偏控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure FDA0003758267800000023
为方向舵通道侧偏距积分纠偏控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure FDA0003758267800000024
为方向舵通道航向角纠偏控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure FDA0003758267800000025
为方向舵通道偏航角速率纠偏控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure FDA0003758267800000026
为方向舵通道侧偏移速率纠偏控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼；物理量△δrg为纠偏引起的舵偏量，物理量△Y为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量△ψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure FDA00037582678000000214
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出方向舵的纠偏舵偏量增量，并发送至方向舵执行机构，实现方向舵纠偏控制。
5.根据权利要求4所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA0003758267800000027
为3，
Figure FDA0003758267800000028
为1，
Figure FDA0003758267800000029
为-1.5，
Figure FDA00037582678000000210
为1，
Figure FDA00037582678000000211
为4。
6.根据权利要求4所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA00037582678000000212
的公式如式(4)所示：
Figure FDA00037582678000000213
其中，式(4)的参数V1 G＝10km/h，V2 G＝20km/h，V3 G＝300km/h，V4 G＝340km/h，物理量VG为飞机地速。
7.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤三具体为：
刹车纠偏控制律结构为：
Figure FDA0003758267800000031
其中，控制参数
Figure FDA0003758267800000032
为刹车纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure FDA0003758267800000033
为刹车纠偏侧偏距控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure FDA0003758267800000034
为刹车纠偏侧偏距积分控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure FDA0003758267800000035
为刹车纠偏航向角控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure FDA0003758267800000036
为刹车纠偏偏航角速率控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure FDA0003758267800000037
为刹车纠偏侧偏移速率控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼，物理量△δb为刹车纠偏引起的刹车纠偏量，物理量△Y为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量△ψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure FDA0003758267800000038
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出刹车纠偏增量，并发送至左右刹车执行机构，实现刹车纠偏控制。
8.根据权利要求7所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA0003758267800000039
为0.02，
Figure FDA00037582678000000310
为0.02，
Figure FDA00037582678000000311
为-0.024，
Figure FDA00037582678000000312
为0.013，
Figure FDA00037582678000000313
为0.02。
9.根据权利要求7所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA00037582678000000314
的公式如式(6)所示。
Figure FDA00037582678000000315
其中，参数V2 G＝195km/h，V3 G＝200km/h，物理量VG为飞机地速。
10.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤四具体为：
前轮纠偏控制律结构为：
Figure FDA00037582678000000316
其中，控制参数
Figure FDA0003758267800000041
为前轮纠偏随速度变化的调参因子，实现低速切入和切除的滑行效果，控制参数
Figure FDA0003758267800000042
为前轮纠偏侧偏距控制参数，用于调整飞机侧偏距，控制参数
Figure FDA0003758267800000043
为前轮纠偏侧偏距积分控制参数，用于消除侧偏距静差，控制参数
Figure FDA0003758267800000044
为前轮纠偏航向角控制参数，用于调整飞机航向角，控制参数
Figure FDA0003758267800000045
为前轮纠偏偏航角速率控制参数，用于增加纠偏时航向方面的阻尼，控制参数
Figure FDA0003758267800000046
为前轮纠偏侧偏移速率控制参数，用于增加纠偏时侧偏距方面的阻尼，物理量△δNW为前轮纠偏引起的前轮纠偏量，物理量△Y为无人机侧偏距差，为无人机侧偏距与无人机侧偏距指令值的差值，物理量△ψ为无人机航向角差，为无人机航向角指令值与无人机航向角的差值，物理量r为无人机偏航角速率，物理量
Figure FDA0003758267800000047
为无人机侧偏移速率；
控制器在运行时，对侧偏距差进行比例积分控制，并辅以阻尼控制，同时，对航向角差进行比例控制，并辅以阻尼控制，最终计算得出前轮纠偏量，并发送至前轮转弯执行机构中，实现前轮纠偏控制。
11.根据权利要求10所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA0003758267800000048
为-0.6，
Figure FDA0003758267800000049
为0.1，
Figure FDA00037582678000000410
为-0.35，
Figure FDA00037582678000000411
为-0.3，
Figure FDA00037582678000000412
为-0.28。
12.根据权利要求10所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA00037582678000000413
的公式如式(8)所示。
Figure FDA00037582678000000414
其中，参数V1 G＝180km/h，V2 G＝250km/h，物理量VG为飞机地速。
13.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤五为设计着陆前后方向舵通道增稳与纠偏控制律切换逻辑，
无人机在着陆前的最后一个阶段，需要进行航向对准，保证飞机机头方向对准跑道，即进行有侧滑飞行；
航向对准段无人机方向舵通道控制律如式(9)所示。
Figure FDA00037582678000000415
着陆滑跑段无人机方向舵通道控制律如式(10)所示。
δr＝△δr+△δrg (10)
其中，式(9)中控制参数
Figure FDA0003758267800000051
为方向舵通道侧滑角控制参数，控制参数
Figure FDA0003758267800000052
为方向舵通道航向角差控制参数，物理量δr为方向舵舵面控制量，物理量△δrg为方向舵纠偏控制增量，物理量△δr为方向舵增稳控制增量，且一般在接地后n秒内进行淡化，至m秒时淡化为0。
14.根据权利要求13所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：
Figure FDA0003758267800000053
为-1.5，
Figure FDA0003758267800000054
为1.3，n为2，m为3。
15.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：步骤六设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑为设计大侧偏着陆时各纠偏控制律分项限幅，具体为：
飞机在着陆滑跑段，进行限幅，方向舵分项限幅值可如下所示：
Figure FDA0003758267800000055
|△ψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure FDA0003758267800000056
飞机在着陆滑跑段进行限幅，刹车纠偏分项限幅值可如下所示：
Figure FDA0003758267800000057
|△ψ|≤15°，|r|≤15°/s，
Figure FDA0003758267800000058
飞机在着陆滑跑段进行限幅，前轮纠偏分项限幅值可如下所示：
Figure FDA0003758267800000059
|△ψ|≤5°，|r|≤15°/s，
Figure FDA00037582678000000510
16.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：，步骤六设计大侧偏着陆时纠偏控制逻辑为设计大侧偏着陆时侧偏距软化逻辑，
具体为：
飞机的侧偏距为Y，侧偏距指令值为Yg，飞机的侧偏距差表示为△Y＝Y-Yg (11)
取飞机接地时刻的侧偏距Y′，启用大侧偏着陆纠偏逻辑的侧偏距阈值为Y*，飞机侧偏距软化时间为T，以接地时刻开始计时，启用大侧偏着陆纠偏逻辑后，侧偏距指令值Yg可表达为落地后时间t的函数，如公式(12)所示：
Figure FDA00037582678000000511
17.根据权利要求16所述的一种飞翼布局无人机大侧偏着陆纠偏控制方法，其特征在于：Y*为5m，T为30s。
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