CN116243719A - 一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统 - Google Patents

一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统 Download PDF

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CN116243719A CN202310148033.XA CN202310148033A CN116243719A CN 116243719 A CN116243719 A CN 116243719A CN 202310148033 A CN202310148033 A CN 202310148033A CN 116243719 A CN116243719 A CN 116243719A
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张剑锋
杜娟
贾彩娟
侯泊江
王朋飞
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Xian Aisheng Technology Group Co Ltd
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    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
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Abstract

本发明涉及一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统，当无人机收到“着陆”指令后，飞机保持平飞飞往盘旋陡降圆心，进入圆内即执行盘旋陡降控制律。当满足无人机的航向与跑道航向一致的进场窗口条件时，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制，此时控制律结构不变，圆形轨迹变为跑道中心线，期望航向为跑道航向。通过在指定位置盘旋降高、指定高度进场着陆的控制方式，有效缩短了无人机进场着陆距离。控制无人机安全着陆的同时，有效避免了无人机常规着陆方式对着陆场地和空域的使用限制条件，避免了着陆条件受限导致的无人机在着陆阶段出现的碰撞、着陆速度过高、甚至飞机损毁的情况。

Description

一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统
技术领域
本发明属于无人机控制技术领域，涉及一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统，更具体地说，是一种通过控制无人机盘旋陡降实现在狭窄场域条件下自动着陆的控制方法。
背景技术
滑跑型无人机自动着陆控制有多种方式，最常见的是在跑道一端延伸出一定距离用作着陆时的调整航线，为了满足着陆时的航迹偏差、高度与速度控制等要求，该距离一般在6km～8km，这就要求机场附近场地开阔且空域无限制。但对于很多跑道延伸处有高塔、山包或不允许飞机过顶的敏感区域的情况，这种方式不再适合。此时，迫切需要发明一种满足无人机在狭小空间内进行着陆的着陆控制系统，将6km～8km的场地要求缩短到2km以内，使得飞机在场地受限、空域受限的情况下也能顺利着陆。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统，解决因场地受限和空域受限导致无人机无法按照常规着陆方式进行着陆的问题。本发明的盘旋陡降的着陆控制方法，在常规着陆条件不具备时对无人机进行自动控制，控制其盘旋陡降至较低高度后切入进场模式着陆，有效缩短进场航线的距离，避免场地和空域对无人机着陆的限制。
技术方案
一种无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于步骤如下：
步骤1、无人机飞往盘旋降高点：当无人机收到“着陆”指令后，无人机以平飞姿态飞往盘旋陡降的圆心；
步骤2：确认无人机盘旋陡降圆形轨迹的半径采用rmax与rmin之间的中间值，rmin为圆形轨迹的最小值，圆形轨迹半径的最大值rmax为场地约束下的安全距离dsafe的0.65倍；
所述安全距离为：无人机切入跑道点即进场点的垂线与无人机禁入场地边缘的垂线之间的距离称为着陆过程的安全距离；
所述圆形轨迹的最小值与无人机所允许的最大盘旋角度相关：
Figure BDA0004089809370000022
其中：g为重力加速度；vg为无人机着陆时的期望速度，
Figure BDA0004089809370000023
为最大滚转角；
步骤3、盘旋陡降：进入圆内即执行盘旋陡降控制律，沿着着陆时的圆形轨迹半径进行盘旋陡降，其中纵向采用能量协调控制，以保证在盘旋陡降过程中无人机的速度和高度均在期望范围内；横航向采用圆形轨迹跟踪控制，Δy为飞机实际位置与期望的圆形轨迹之间的偏差量；
所述盘旋陡降控制律为：
Figure BDA0004089809370000021
其中，δe为升降舵控制量，δa为副翼控制量，θ为俯仰角，
Figure BDA0004089809370000024
与p分别为滚转角与滚转角速度，ψ为航向角，h为高度，v为速度，y为航迹；
步骤3、切入跑道：当无人机达到进场高度且满足无人机的航向与跑道航向一致的进场窗口条件时，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制，此时控制律结构不变，但预期航迹由圆形轨迹变为跑道中心线，期望航向为跑道航向。
所述步骤3的盘旋陡降中，在卫星信号有效时，首先使用卫星场高即差分状态；在卫星信号失效后，使用经过修正的气压场高作为高度信号源；在直线进场阶段，使用无线电高度信号作为高度信号源，以获取更高的精度。
所述修正的气压场高是在进入盘旋陡降前无人机姿态平稳状态下用无线电高度进行修正。
所述无人机着陆时的期望速度vg，由无人机自身特性确定，为定值。
所述无人机最大滚转角
Figure BDA0004089809370000031
由无人机自身的特性确定。
一种实现所述无人机盘旋陡降着陆控制方法的控制系统，其特征在于：包括空速传感器、航姿系统、北斗定位系统、无线电高度表、升降舵机、副翼舵机、发动机节风门舵机和飞控计算机；空速传感器测量无人机的飞行速度；航姿系统测量无人机的俯仰角和滚转角；北斗定位系统测量无人机的高度和位置信息；无线电高度表测量无人机的场高；升降舵机用来执行升降舵偏转指令；副翼舵机用来执行副翼偏转指令；发动机节风门舵机用来调整油门大小；飞控计算机采集各个传感器的测量信息，并将之输入至盘旋陡降着陆控制模块，解算得出升降舵面、副翼舵面和油门的控制量，进而驱动无人机在指定位置进行盘旋陡降，降高至指定高度后切换至进场模态，随后到达拉平高度进行拉平控制，直至飞机着陆。
有益效果
本发明提出的一种无人机盘旋陡降着陆控制方法及控制系统，当无人机收到“着陆”指令后，飞机保持平飞飞往盘旋陡降圆心，进入圆内即执行盘旋陡降控制律。当满足无人机的航向与跑道航向一致的进场窗口条件时，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制，此时控制律结构不变，圆形轨迹变为跑道中心线，期望航向为跑道航向。通过在指定位置盘旋降高、指定高度进场着陆的控制方式，有效缩短了无人机进场着陆距离。控制无人机安全着陆的同时，有效避免了无人机常规着陆方式对着陆场地和空域的使用限制条件，避免了着陆条件受限导致的无人机在着陆阶段出现的碰撞、着陆速度过高、甚至飞机损毁的情况。
附图说明
图1为无人机盘旋陡降着陆控制系统
图2为无人机盘旋陡降着陆过程侧视示意图
图3为无人机盘旋陡降圆形轨迹俯视示意图
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
无人机盘旋陡降着陆控制方法特征在于：通过机载传感器采集得到无人机的高度、速度、姿态和位置信息，设计盘旋陡降着陆控制算法。当无人机收到“着陆”指令后，飞机保持平飞飞往盘旋陡降圆心，进入圆内即执行盘旋陡降控制律：
Figure BDA0004089809370000041
其中，δe为升降舵控制量，δa为副翼控制量，θ为俯仰角，
Figure BDA0004089809370000042
与p分别为滚转角与滚转角速度，ψ为航向角，h为高度，v为速度，y为航迹。纵向采用能量协调控制，以保证在盘旋陡降过程中无人机的速度和高度均在期望范围内。横航向采用圆形轨迹跟踪控制，Δy为飞机实际位置与期望的圆形轨迹之间的偏差量。该方法中，确定着陆时的圆形轨迹及其半径是关键。首先确定该轨迹的位置：无人机盘旋降高的圆形轨迹在跑道方向的切线与跑道中心线重合，以使得无人机到达进场高度后无需再进行航迹调整，可以直接切入跑道中线。其次确定该轨迹的半径：无人机的进场点指无人机降高到进场高度后，脱离盘旋降高状态并对准跑道开始直线下滑的点，该进场点的垂线与无人机禁入场地(如山脉、高塔)边缘的垂线之间的距离称为着陆过程的安全距离。圆形轨迹半径的最大值rmax由该安全距离确定，一般来说，场地约束下的安全距离dsafe可定义为1.5倍的圆形轨迹半径，以确保即便是航迹控制有误差的情况下，着陆过程中无人机与禁入区域之间仍有足够的安全空间，例如安全距离要求为2km，则圆形轨迹的半径不能超过1.3km。此外，无人机所允许的最大盘旋角度决定了圆形轨迹的最小值，圆形轨迹的半径可用公式:/>
Figure BDA0004089809370000051
来计算，其中vg为无人机着陆时的期望速度，由其自身特性确定，为定值，/>
Figure BDA0004089809370000052
为可用最大滚转角，由其自身的特性确定，g为重力加速度。最终的圆形轨迹半径取rmax与rmin之间的值，推荐取中间值，这样既能保证足够的安全距离，又能使得无人机的盘旋角度不太大，不会增加定高控制的负担。
在无人机降高至期望进场场高(参考值30米)时，不再下降高度，而保持定高、盘旋飞行。当满足无人机的航向与跑道航向一致的进场窗口条件时，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制，此时控制律结构不变，但预期航迹由圆形轨迹变为跑道中心线，期望航向为跑道航向。
由于盘旋陡降方法的控制过程相比传统方法时间短、飞机滚转角度大，此时高度信号的获取非常关键，因为大的滚转角度下，无线电高度测量误差变大，不能像传统方法那样一直使用无线电高度作为着陆过程的高度信号源。解决办法为：在盘旋陡降阶段，在卫星信号有效时，首先使用卫星场高(差分状态)，在卫星信号失效后，使用经过修正(在进入盘旋陡降前无人机姿态平稳状态下用无线电高度修正)的气压场高作为高度信号源。在直线进场阶段，使用无线电高度信号作为高度信号源，以获取更高的精度。
飞控计算机采集各个传感器的测量信息，并将之输入至盘旋陡降着陆控制模块，解算得出升降舵面、副翼舵面和油门的控制量，
如图1所示，该控制系统的硬件包括空速传感器、航姿系统、北斗定位系统、无线电高度表、升降舵机、副翼舵机、发动机节风门舵机和飞控计算机；空速传感器测量无人机的飞行速度；航姿系统测量无人机的俯仰角和滚转角；北斗定位系统测量无人机的高度和位置信息；无线电高度表测量无人机的场高；升降舵机用来执行升降舵偏转指令；副翼舵机用来执行副翼偏转指令；发动机节风门舵机用来调整油门大小；飞控计算机采集各个传感器的测量信息，并将之输入至盘旋陡降着陆控制模块，解算得出升降舵面、副翼舵面和油门的控制量，进而驱动无人机舵面偏转和油门调节，驱动无人机在指定位置进行盘旋陡降，降高至指定高度后切换至进场模态，随后到达拉平高度进行拉平控制，直至飞机着陆。
在图1中，H_g为高度指令；phi_g为滚转角指令；v_g为速度指令；δe为升降舵控制量；δa为副翼控制量；δt为油门控制量；v为飞行速度；theta为俯仰角；phi为滚转角；LLA为经度、纬度和高度；H_ref为飞机场高。
如图2所示，该控制方法的控制流程分为飞往盘旋降高点、盘旋陡降、切入跑道、拉平和着陆五个阶段。收到“着陆”指令后，飞机保持平飞飞往盘旋陡降圆心，进入圆内即执行盘旋陡降控制，横航向采用圆形轨迹跟踪控制，圆形轨迹在跑道方向的切线与跑道中心线重合，圆形轨迹的半径取rmax(由着陆场地约束的安全距离确定)与rmin(由无人机所允许的最大盘旋角以及期望着陆速度计算得到)之间的任意值，推荐使用中间值，纵向采用高度控制并对俯仰角下限进行限幅防止飞机速度过大，油门为最小油门，待降高至场高30米时，保持定高、盘旋飞行，直至满足进场窗口条件，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制。场高5米时执行拉平控制律，直至飞机接地。

Claims (6)

1.一种无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于步骤如下：
步骤1、无人机飞往盘旋降高点：当无人机收到“着陆”指令后，无人机以平飞姿态飞往盘旋陡降的圆心；
步骤2：确认无人机盘旋陡降圆形轨迹的半径采用rmax与rmin之间的中间值，rmin为圆形轨迹的最小值，圆形轨迹半径的最大值rmax为场地约束下的安全距离dsafe的0.65倍；
所述安全距离为：无人机切入跑道点即进场点的垂线与无人机禁入场地边缘的垂线之间的距离称为着陆过程的安全距离；
所述圆形轨迹的最小值与无人机所允许的最大盘旋角度相关：
Figure FDA0004089809360000011
其中：g为重力加速度；vg为无人机着陆时的期望速度，
Figure FDA0004089809360000012
为最大滚转角；
步骤3、盘旋陡降：进入圆内即执行盘旋陡降控制律，沿着着陆时的圆形轨迹半径进行盘旋陡降，其中纵向采用能量协调控制，以保证在盘旋陡降过程中无人机的速度和高度均在期望范围内；横航向采用圆形轨迹跟踪控制，Δy为飞机实际位置与期望的圆形轨迹之间的偏差量；
所述盘旋陡降控制律为：
Figure FDA0004089809360000013
Figure FDA0004089809360000014
其中，δe为升降舵控制量，δa为副翼控制量，θ为俯仰角，
Figure FDA0004089809360000015
与p分别为滚转角与滚转角速度，ψ为航向角，h为高度，v为速度，y为航迹；
步骤3、切入跑道：当无人机达到进场高度且满足无人机的航向与跑道航向一致的进场窗口条件时，切入进场控制模式，纵向通过升降舵与油门实施高度和前向距离联合控制，横航向为高精度的航迹控制，此时控制律结构不变，但预期航迹由圆形轨迹变为跑道中心线，期望航向为跑道航向。
2.根据权利要求1所述无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于：所述步骤3的盘旋陡降中，在卫星信号有效时，首先使用卫星场高即差分状态；在卫星信号失效后，使用经过修正的气压场高作为高度信号源；在直线进场阶段，使用无线电高度信号作为高度信号源，以获取更高的精度。
3.根据权利要求1所述无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于：所述修正的气压场高是在进入盘旋陡降前无人机姿态平稳状态下用无线电高度进行修正。
4.根据权利要求1所述无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于：所述无人机着陆时的期望速度vg，由无人机自身特性确定，为定值。
5.根据权利要求1所述无人机盘旋陡降着陆控制方法，其特征在于：所述无人机最大滚转角
Figure FDA0004089809360000021
由无人机自身的特性确定。
6.一种实现权利要求1～5任一项所述无人机盘旋陡降着陆控制方法的控制系统，其特征在于：包括空速传感器、航姿系统、北斗定位系统、无线电高度表、升降舵机、副翼舵机、发动机节风门舵机和飞控计算机；空速传感器测量无人机的飞行速度；航姿系统测量无人机的俯仰角和滚转角；北斗定位系统测量无人机的高度和位置信息；无线电高度表测量无人机的场高；升降舵机用来执行升降舵偏转指令；副翼舵机用来执行副翼偏转指令；发动机节风门舵机用来调整油门大小；飞控计算机采集各个传感器的测量信息，并将之输入至盘旋陡降着陆控制模块，解算得出升降舵面、副翼舵面和油门的控制量，进而驱动无人机在指定位置进行盘旋陡降，降高至指定高度后切换至进场模态，随后到达拉平高度进行拉平控制，直至飞机着陆。
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CN116534278A (zh) * 2023-07-07 2023-08-04 四川腾盾科技有限公司 一种低速无人机验证最小盘旋半径指标的试飞规划方法

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