CN115826625B - 一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法，属于航空器飞行控制技术领域。本发明通过获取协调转弯所需要的迎角补偿和稳态角速率，设计了考虑转弯迎角补偿的副翼通道、升降舵通道、方向舵通道和发动机通道协调转弯耦合控制策略和控制律，对执行水下探测任务的无人机协调转弯控制中的“高度损失”问题和“侧滑角控制”问题有着良好的适用性。

Description

一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法

技术领域

本发明属于航空器飞行控制技术领域，是一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法。

背景技术

无人机执行海上任务时，不管是运用磁探仪、红外、雷达、投放声纳浮标等搜索手段，还是对水下物体（如潜艇）进行跟踪时，都需要无人机靠近海面保持低空高度的飞行，即海面低空水平机动能力要求比较高。协调转弯是无人机飞行非常重要的水平机动动作，无人机要经常从定直平飞状态转换成协调转弯状态，再从协调转弯状态转换成定直平飞状态。

无人机在协调转弯时，由于运动耦合，不可避免的会产生的侧滑角，同时由于将升力分配到侧向，垂直方向的升力损失导致飞行器出现高度损失问题，产生的侧滑角和高度损失对于在具有复杂扰动的海面低空飞行的无人机来说十分危险。

目前，已经有很多针对飞行器的转弯时的研究，如：中国专利CN106444832B和CN105652879B。但是现有的技术的无人机控制方法无法很好的适用于无人机协调转弯控制中的“高度损失”问题和“侧滑角控制”问题，对于无人机协调转弯控制具有一定的局限性。

发明内容

鉴于上述问题，本发明提供了一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法，解决了现有技术中低空飞行协调转弯时高度损失、角速率控制误差大和飞行时控制适用性差的问题。

本发明提供了一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法，包括以下具体步骤：

步骤一、获取无人机协调转弯迎角补偿量；

建立无人机定直平飞状态的动力学模型：

L ₁- W=0；

T ₁- D ₁=0；

式中， L ₁为无人机定直平飞状态的升力， W为无人机的重力， T ₁为无人机定直平飞状态的发动机推力， D ₁为无人机定直平飞状态的空气阻力；

无人机定直平飞状态升力的表达式为：

式中， C _{L, α} 为无人机定直平飞状态的升力线斜率， α ₁为无人机定直平飞状态的迎角， α ₀为无人机的零升迎角， ρ为大气密度， V ₁为无人机定直平飞状态的速度， S为无人机机翼的参考面积；

获得无人机定直平飞状态的速度，表达式为：

^；

建立无人机协调转弯状态的动力学模型：

式中， T ₂为无人机协调转弯状态的发动机推力, D ₂为无人机协调转弯状态的空气阻力， L ₂为无人机协调转弯状态的升力， V ₂为无人机协调转弯状态的速度，为无人机协调转弯状态的滚转角给定目标值， g为重力加速度， R为无人机的转弯半径；

协调转弯状态的升力的表达式为：

获得无人机协调转弯状态的速度，表达式为：

式中， α ₂为无人机做协调转弯状态的迎角；

令无人机定直平飞状态的速度与无人机协调转弯状态的速度相等，获得协调转弯迎角补偿量：

步骤二、获取无人机协调转弯状态的机体坐标系角速度分量；

步骤三、根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略；

步骤四、根据角速率近似关系和耦合控制策略建立副翼通道控制律、升降舵通道控制律、方向舵通道控制律和发动机通道控制律的耦合控制律；

步骤五、基于步骤四建立的耦合控制律实现对无人机协调转弯飞行的控制。

可选地，步骤二中获取无人机协调转弯状态的机体坐标系角速度分量的具体步骤为：

无人机协调转弯状态的惯性坐标系下角速度满足以下关系：

式中， ω ⁱ 为无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度， V _d 为无人机的地速；

将无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度投影至机体坐标系，即：

式中， p _s 、 q _s 和 r _s 分别是无人机协调转弯状态的角速度在机体坐标系中的 x轴、 y轴和 z轴的投影，即滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率； T _i ^b 表示惯性坐标系到机体坐标系的欧拉角转换矩阵， θ _d 为无人机协调转弯状态下的俯仰角给定目标值。

可选地，步骤三中根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略的具体步骤为：

机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度满足以下关系：

式中， p为机体坐标系下无人机的滚转角速率， q为机体坐标系下无人机的俯仰角速率， r为机体坐标系下无人机的偏航角速率，为滚转角，为滚转角速率，为侧滑角速率，为迎角速率， α为迎角；

根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，其中，副翼通道对应机体坐标系下的滚转角速率控制，升降舵通道对应机体坐标系下的俯仰角速率控制，方向舵通道对应机体坐标系下的偏航角速率控制。

可选地，步骤四中根据角速率近似关系和耦合控制策略建立副翼通道控制律、升降舵通道控制律、方向舵通道控制律和发动机通道控制律的耦合控制律的具体步骤为：

角速率近似关系为：

式中， α _d 为迎角给定目标值， β为传感器测量的侧滑角， β _d 为侧滑角给定目标值， K _φ 为滚转角通道增益， K _α 为迎角通道增益， K _β 为偏航角通道增益；

基于角速率近似关系，结合副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，建立考虑迎角补偿的耦合控制律；

副翼通道控制律为：

式中， δ _α 为无人机协调转弯状态的副翼偏转量，△ p为机体坐标系下无人机协调转弯状态的滚转角速率误差， p _d 为无人机协调转弯状态的滚转角速率给定目标值， t为时刻 t， F ₁为无人机协调转弯状态的副翼通道侧滑角耦合函数，为升降速度，为升降速度给定目标值； K _p 为滚转角速率通道增益， K _Ip 是滚转角速率积分通道增益， K _pD 为滚转角速率微分通道增益，为升降速率通道增益，为升降速率积分通道增益；

升降舵通道控制律为：

式中， δ _e 为无人机协调转弯状态的升降舵偏转量，△ q为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的俯仰角速率误差量， q _d 为无人机协调转弯状态的俯仰角速率给定目标值， F ₂为无人机协调转弯状态的升降舵通道侧滑角耦合函数， K _q 为俯仰角速率通道增益， K _Iq 为俯仰角速率积分通道增益， K _qD 为俯仰角速率微分通道增益；

方向舵通道控制律为：

式中， δ _r 为无人机协调转弯稳定状态的方向舵偏转量，△ r为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的的偏航角速率误差， r _d 为无人机协调转弯稳定状态的偏航角速率给定目标值， F ₃为无人机协调转弯稳定状态的偏航角通道侧滑角耦合函数， K _r 为偏航角速率通道增益， K _Ir 为偏航角速率积分通道增益， K _rD 为偏航角速率微分通道增益；

发动机通道控制律为：

式中， δ _T 为无人机协调转弯状态的发动机油门量，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度给定目标值， V _ias 为无人机协调转弯状态的指示空速， V _iasd 为无人机协调转弯状态的指示空速给定目标值， K _V 为指示空速通道增益，为机体纵轴加速度增益，为机体纵轴加速度积分通道增益，为机体纵轴加速度微分通道增益。

与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：

（1）本发明的方法考虑转弯迎角补偿的副翼通道、升降舵通道、方向舵通道和发动机通道协调转弯耦合控制策略和控制律，在控制律设计中考虑了迎角补偿，改善了协调转弯时的高度损失问题；通过计算协调转弯状态机体坐标系角速度分量，实现角速率控制环中误差量的精确反馈，改善了控制效果。

（2）本发明的方法基于无人机运动耦合原理，设计了四通道耦合控制策略和控制律，针对横侧向耦合严重的无人机协调转弯控制具有良好的适用性。其中，通过协调转弯状态机体坐标系角速度分量，实现角速率控制环中误差量的精确反馈，改善了控制效果；通过对副翼通道采用滚转角和侧滑角耦合控制，实现滚转角速率的精确控制；通过对升降舵通道采用侧滑角和迎角耦合控制，实现俯仰角速率的精确控制；通过对方向舵通道采用侧滑角和迎角耦合控制，实现偏航角速率的精确控制。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。

图1是本发明的副翼通道、升降舵通道、方向舵通道和发动机通道耦合控制框图。

图2是副翼通道控制结构图。

图3是升降舵通道控制结构图。

图4是方向舵通道控制结构图。

图5是发动机通道控制结构图。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

本发明的一个具体实施例，如图1-5，公开了一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法，包括以下具体步骤：

步骤一、获取无人机协调转弯迎角补偿量；

建立无人机定直平飞状态的动力学模型：

L ₁- W=0；

T ₁- D ₁=0；

式中， L ₁为无人机定直平飞状态的升力， W为无人机的重力， T ₁为无人机定直平飞状态的发动机推力， D ₁为无人机定直平飞状态的空气阻力。

无人机定直平飞状态升力的表达式为：

式中， C _{L, α} 为无人机定直平飞状态的升力线斜率， α ₁为无人机定直平飞状态的迎角， α ₀为无人机的零升迎角， ρ为大气密度， V ₁为无人机定直平飞状态的速度， S为无人机机翼的参考面积。

获得无人机定直平飞状态的速度，表达式为：

^。

无人机执行水下探测任务时，通过保持一定的滚转角实现协调转弯。建立无人机协调转弯状态的动力学模型：

式中， T ₂为无人机协调转弯状态的发动机推力, D ₂为无人机协调转弯状态的空气阻力， L ₂为无人机协调转弯状态的升力， V ₂为无人机协调转弯状态的速度，为无人机协调转弯状态的滚转角给定目标值， g为重力加速度， R为无人机的转弯半径。

协调转弯状态的升力的表达式为：

获得无人机协调转弯状态的速度，表达式为：

式中， α ₂为无人机做协调转弯状态的迎角。

无人机执行探测任务（如：反潜任务）时，通常需要保持定速飞行，令无人机定直平飞状态的速度与无人机协调转弯状态的速度相等，获得协调转弯迎角补偿量：

式中，协调转弯迎角补偿量△ α由于无人机协调转弯时为了弥补重力方向上的升力损失而需要的迎角补偿。

步骤二、获取无人机协调转弯状态的机体坐标系角速度分量；

无人机协调转弯状态的惯性坐标系下角速度满足以下关系：

式中， ω ⁱ 为无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度， V _d 为无人机的地速。

将无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度投影至机体坐标系，即：

式中， p _s 、 q _s 和 r _s 分别是无人机协调转弯状态的角速度在机体坐标系中的 x轴、 y轴和 z轴的投影，即滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率； T _i ^b 表示惯性坐标系到机体坐标系的欧拉角转换矩阵， θ _d 为无人机协调转弯状态下的俯仰角给定目标值。

步骤三、根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略；

机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度满足以下关系：

式中， p为机体坐标系下无人机的滚转角速率， q为机体坐标系下无人机的俯仰角速率， r为机体坐标系下无人机的偏航角速率，为滚转角，为滚转角速率，为侧滑角速率，为迎角速率， α为迎角。

根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，其中，副翼通道对应机体坐标系下的滚转角速率控制，升降舵通道对应机体坐标系下的俯仰角速率控制，方向舵通道对应机体坐标系下的偏航角速率控制。通过上式可以发现，副翼通道存在滚转角运动和侧滑角运动耦合；升降舵通道存在迎角运动和侧滑角运动耦合；方向舵通道存在迎角运动和侧滑角运动耦合。只有在迎角和滚转角很小时，副翼通道只与滚转角运动有关，升降舵通道只与迎角运动有关，方向舵通道只与侧滑角运动有关。因此，本发明提出的耦合控制策略，即基于上式的运动耦合关系，在副翼通道采用滚转角和侧滑角耦合控制，实现滚转角速率的精确控制；在升降舵通道采用侧滑角和迎角耦合控制，实现俯仰角速率的精确控制；方向舵通道采用侧滑角和迎角耦合控制，实现偏航角速率的精确控制，最终实现无人机耦合控制。

步骤四、根据角速率近似关系和耦合控制策略建立副翼通道控制律、升降舵通道控制律、方向舵通道控制律和发动机通道控制律的耦合控制律；

角速率近似关系为：

式中， α _d 为迎角给定目标值， β为传感器测量的侧滑角， β _d 为侧滑角给定目标值， K _φ 为滚转角通道增益， K _α 为迎角通道增益， K _β 为偏航角通道增益。

基于上式，结合副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，建立考虑迎角补偿的耦合控制律：副翼通道采用滚转角速率作为内环，设计PID控制律，外环采用滚转角和侧滑角耦合控制；升降舵通道采用俯仰角速率作为内环，设计PID控制律，外环采用迎角和侧滑角耦合控制，在迎角控制中采用升降速率级联控制，并加入水平转弯迎角补偿量；方向舵通道采用偏航角速率作为内环，设计PID控制律，外环采用迎角和侧滑角耦合控制，在迎角控制中采用升降速率级联控制，并加入水平转弯迎角补偿量；发动机通道采用机体纵轴加速度为内环，设计PID控制律，指示空速作为外环。

副翼通道控制律为，如图2：

式中， δ _α 为无人机协调转弯状态的副翼偏转量，△ p为机体坐标系下无人机协调转弯状态的滚转角速率误差， p _d 为无人机协调转弯状态的滚转角速率给定目标值， t为时刻 t， F ₁为无人机协调转弯状态的副翼通道侧滑角耦合函数，为升降速度，为升降速度给定目标值； K _p 为滚转角速率通道增益， K _Ip 是滚转角速率积分通道增益， K _pD 为滚转角速率微分通道增益，为升降速率通道增益，为升降速率积分通道增益。

升降舵通道控制律为，如图3：

式中， δ _e 为无人机协调转弯状态的升降舵偏转量，△ q为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的俯仰角速率误差量， q _d 为无人机协调转弯状态的俯仰角速率给定目标值， F ₂为无人机协调转弯状态的升降舵通道侧滑角耦合函数， K _q 为俯仰角速率通道增益， K _Iq 为俯仰角速率积分通道增益， K _qD 为俯仰角速率微分通道增益。

方向舵通道控制律为，如图4：

式中， δ _r 为无人机协调转弯稳定状态的方向舵偏转量，△ r为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的的偏航角速率误差， r _d 为无人机协调转弯稳定状态的偏航角速率给定目标值， F ₃为无人机协调转弯稳定状态的偏航角通道侧滑角耦合函数， K _r 为偏航角速率通道增益， K _Ir 为偏航角速率积分通道增益， K _rD 为偏航角速率微分通道增益。

发动机通道控制律为，如图5：

式中， δ _T 为无人机协调转弯状态的发动机油门量，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度给定目标值， V _ias 为无人机协调转弯状态的指示空速， V _iasd 为无人机协调转弯状态的指示空速给定目标值， K _V 为指示空速通道增益，为机体纵轴加速度增益，为机体纵轴加速度积分通道增益，为机体纵轴加速度微分通道增益。

步骤五、基于步骤四建立的耦合控制律实现对无人机协调转弯飞行的控制。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种针对水下探测任务的无人机协调转弯飞行方法，其特征在于，包括以下具体步骤：

步骤一、获取无人机协调转弯迎角补偿量；

建立无人机定直平飞状态的动力学模型：

L ₁-W=0；

T ₁-D ₁=0；

式中，L ₁为无人机定直平飞状态的升力，W为无人机的重力，T ₁为无人机定直平飞状态的发动机推力，D ₁为无人机定直平飞状态的空气阻力；

无人机定直平飞状态升力的表达式为：

式中，C _L,α 为无人机定直平飞状态的升力线斜率，α ₁为无人机定直平飞状态的迎角，α ₀为无人机的零升迎角，ρ为大气密度，为无人机定直平飞状态的速度，S为无人机机翼的参考面积；

获得无人机定直平飞状态的速度，表达式为：

^；

建立无人机协调转弯状态的动力学模型：

式中，T ₂为无人机协调转弯状态的发动机推力,D ₂为无人机协调转弯状态的空气阻力，L ₂为无人机协调转弯状态的升力，V ₂为无人机协调转弯状态的速度，为无人机协调转弯状态的滚转角给定目标值，g为重力加速度，R为无人机的转弯半径；

协调转弯状态的升力的表达式为：

获得无人机协调转弯状态的速度，表达式为：

式中，α ₂为无人机做协调转弯状态的迎角；

令无人机定直平飞状态的速度与无人机协调转弯状态的速度相等，获得协调转弯迎角补偿量：

步骤二、获取无人机协调转弯状态的机体坐标系角速度分量；

步骤三、根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略；

步骤四、根据角速率近似关系和耦合控制策略建立副翼通道控制律、升降舵通道控制律、方向舵通道控制律和发动机通道控制律的耦合控制律；其中，角速率近似关系为：

式中，α _d 为迎角给定目标值，β为传感器测量的侧滑角，β _d 为侧滑角给定目标值，K _φ 为滚转角通道增益，K _α 为迎角通道增益，K _β 为偏航角通道增益；

基于角速率近似关系，结合副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，建立考虑迎角补偿的耦合控制律；

副翼通道控制律为：

式中，δ _α 为无人机协调转弯状态的副翼偏转量，△p为机体坐标系下无人机协调转弯状态的滚转角速率误差，p _d 为无人机协调转弯状态的滚转角速率给定目标值，t为时刻t，F ₁为无人机协调转弯状态的副翼通道侧滑角耦合函数，为升降速度，为升降速度给定目标值；K _p 为滚转角速率通道增益，K _Ip 是滚转角速率积分通道增益，K _pD 为滚转角速率微分通道增益，为升降速率通道增益，为升降速率积分通道增益；

升降舵通道控制律为：

式中，δ _e 为无人机协调转弯状态的升降舵偏转量，△q为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的俯仰角速率误差量，q _d 为无人机协调转弯状态的俯仰角速率给定目标值，F ₂为无人机协调转弯状态的升降舵通道侧滑角耦合函数，K _q 为俯仰角速率通道增益，K _Iq 为俯仰角速率积分通道增益，K _qD 为俯仰角速率微分通道增益；

方向舵通道控制律为：

式中，δ _r 为无人机协调转弯稳定状态的方向舵偏转量，△r为机体坐标系下无人机协调转弯稳定状态的偏航角速率误差，r _d 为无人机协调转弯稳定状态的偏航角速率给定目标值，F ₃为无人机协调转弯稳定状态的偏航角通道侧滑角耦合函数，K _r 为偏航角速率通道增益，K _Ir 为偏航角速率积分通道增益，K _rD 为偏航角速率微分通道增益；

发动机通道控制律为：

式中，δ _T 为无人机协调转弯状态的发动机油门量，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度，为无人机协调转弯状态的机体纵轴加速度给定目标值，V _ias 为无人机协调转弯状态的指示空速，V _iasd 为无人机协调转弯状态的指示空速给定目标值，K _V 为指示空速通道增益，为机体纵轴加速度增益，为机体纵轴加速度积分通道增益，为机体纵轴加速度微分通道增益；

步骤五、基于步骤四建立的耦合控制律实现对无人机协调转弯飞行的控制。

2.根据权利要求1所述的无人机协调转弯飞行方法，其特征在于，步骤二中获取无人机协调转弯状态的机体坐标系角速度分量的具体步骤为：

无人机协调转弯状态的惯性坐标系下角速度满足以下关系：

式中，ω ⁱ 为无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度，为无人机的地速；

将无人机协调转弯状态在惯性轴系下的角速度投影至机体坐标系，即：

式中，p _s 、q _s 和r _s 分别是无人机协调转弯状态的角速度在机体坐标系中的x轴、y轴和z轴的投影，即滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；T _i ^b 表示惯性坐标系到机体坐标系的欧拉角转换矩阵，θ _d 为无人机协调转弯状态下的俯仰角给定目标值。

3.根据权利要求2所述的无人机协调转弯飞行方法，其特征在于，步骤三中根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略的具体步骤为：

机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度满足以下关系：

式中，p为机体坐标系下无人机的滚转角速率，q为机体坐标系下无人机的俯仰角速率，r为机体坐标系下无人机的偏航角速率，为滚转角，为滚转角速率，为侧滑角速率，为迎角速率，α为迎角；

根据机体坐标系中的角速度和风轴系中的角速度关系建立副翼通道、升降舵通道和方向舵通的耦合控制策略，其中，副翼通道对应机体坐标系下的滚转角速率控制，升降舵通道对应机体坐标系下的俯仰角速率控制，方向舵通道对应机体坐标系下的偏航角速率控制。

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