CN117775345A - 固定翼飞行器着陆控制方法、存储介质及无人机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及高端装备制造产业中无人航空器制造等领域，尤其涉及一种固定翼飞行器着陆控制方法、存储介质及无人机。本发明固定翼飞行器着陆控制方法包括：根据襟翼的最大偏转范围，确定襟翼平衡角，令固定翼飞行器以该襟翼平衡角进入拉平段；在襟翼控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度和起落架接地时的期望升降速度确定实时给定升降速度；根据实时给定升降速度确定襟翼偏转指令；在升降舵控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段的俯仰角和最佳接地俯仰角确定实时给定俯仰角；根据实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令。本发明将俯仰角控制与升降速度控制解耦，可以解决升降速度与俯仰角控制回路的耦合问题。

Description

固定翼飞行器着陆控制方法、存储介质及无人机

技术领域

本发明涉及新一代信息技术产业中智能无人飞行器制造，高端装备制造产业中无人航空器制造等领域，尤其涉及一种固定翼飞行器着陆控制方法、存储介质及无人机。

背景技术

大重量的无人机在着陆接地时通常会面对以下三个问题：

(1)接地俯仰角的值太低，则前起落架会比后起落架先接地，导致前起落架折断。因此对于接地俯仰角有明确的要求(根据结构的不同，通常要求3°～6°不等)；

(2)无人机在着陆接地时地面会对起落架造成较大的冲击载荷，为了该冲击载荷不超过起落架的最大承受能力，对接地时的升降速度有明确的上限要求(根据起落架允许承受的强度要求，通常不期望升降速度低于-1.2m/s)；

(3)无人机着陆滑跑时为了防止有效跑道长度过短，不希望无人机的接地点飘过期望接地点过远，按照预设期望的接地点及时接地可以保证无人机有充足的跑道长度刹车减速。

目前已有的无人机着陆控制方案中，通常是根据无人机起落架的承受载荷能力计算出合适的下滑角度得到给定高度控制轨迹，对无人机进行位置引导。通过俯仰角控制作为内回路，高度控制作为外回路的控制方式，对无人机的纵向飞行轨迹进行控制。某些设计方法中会将襟翼引入到控制回路中，利用襟翼的直接升力对纵向力矩进行解耦，协助升降舵对给定高度进行控制。

传统规划下滑高度轨迹曲线并进行控制引导的方式，由于是通过升降舵控制俯仰角调整高度并不是直接升力进行控制，因此控制的响应时间较慢，无法应对复杂的气流干扰。此外，通过俯仰角控制高度的方式意味着俯仰角姿态控制与高度飞行轨迹控制之间存在耦合，当无人机对飞行高度轨迹进行调整时，无法同时保证接地的姿态要求，存在姿态较小前起落架比后起落架先触地并折断的风险。因此仅通过对高度进行控制的方式很难满足大重量无人机着陆时的要求。即便通过襟翼的直接升力协助控制，由于不是针对升降速度直接进行控制，在无人机临近接地时遇到强烈的下降气流或顺风干扰时升降速度会发生突变，短时间内并不会导致飞行高度有明显的变化，无人机的飞行控制系统也不会及时的改变飞行姿态调整升降速度，因而无法保证在接地时的升降速度满足起落架的接地速率要求。

综上，传统的控制方式存在如下技术问题：

(1)控制响应较慢，无法应对复杂气流带来的干扰；

(2)飞行高度控制与俯仰角姿态控制之间存在耦合；

(3)临接地前无法针对性的对升降速度进行控制，可能无法满足起落架的接地升降速度要求。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明期望能够至少部分解决上述技术问题中的其中之一。

(二)技术方案

本发明第一个方面中，提供了一种固定翼飞行器着陆控制方法，包括：

步骤A，根据襟翼的最大偏转范围，确定襟翼平衡角，令固定翼飞行器以该襟翼平衡角进入拉平段；

步骤B，在襟翼控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度和起落架接地时的期望升降速度确定实时给定升降速度；根据实时给定升降速度确定襟翼偏转指令；

步骤C，在升降舵控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段的俯仰角和最佳接地俯仰角确定实时给定俯仰角；根据实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令。

在本发明的一些实施例中，步骤B中，根据下式确定给定襟翼偏转指令δ_j：

其中，V_yg代表实时给定升降速度；为固定翼飞行器实际的升降速度；A_y代表天向加速度；K_L、K_LI、K_Ld分别为襟翼控制通道的PID控制器的参数，积分上限t为进入襟翼控制通道的时间。

在本发明的一些实施例中，步骤B中，根据下式确定实时给定升降速度v_yg：

v_yg＝v_y0+(h-h_t)(v_yf-v_y0)/(h_f-h_t)

其中，v_y0为起落架接地时的期望升降速度，v_yf为固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度，h_f为固定翼飞行器进入拉平段时的飞行高度，h_t为固定翼飞行器接地时的飞行高度，h为飞机的实时飞行高度，通过传感器测得。

在本发明的一些实施例中，固定翼飞行器进入拉平段时的飞行高度介于15m-20m之间。

在本发明的一些实施例中，固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度v_yf满足：v_yf＝-(v_g*sin(α))，其中，α为固定翼飞行器进入拉平段前的下滑角度，v_g为固定翼飞行器进入拉平段时的给定真空速值。

在本发明的一些实施例中，步骤C中，根据下式确定升降舵偏度指令δ_z：

其中，代表实时给定俯仰角；/>为固定翼飞行器的当前俯仰角；ω_z为固定翼飞行器的实时俯仰角速率；K_TL、K_TLd、K_TLI分别为升降舵控制通道的PID控制器的参数，积分上限t为进入升降舵控制通道的时间。

在本发明的一些实施例中，步骤C中，根据下式确定实时给定俯仰角

当|θ_t-θ_s|≤2°，则

当|θ_t-θ_s|>2°，则根据下式确定实时给定俯仰角：

其中，为期望接地俯仰角；θ_s为固定翼飞行器进入拉平段时的实际飞行俯仰角；h_f为固定翼飞行器进入拉平段时的高度；h_t为固定翼飞行器接地时的飞行高度；h为固定翼飞行器的实时飞行高度。

在本发明的一些实施例中，步骤A中，襟翼平衡角δ_j0依据以下方式确定：

当固定翼飞行器对抗顺风/逆风的幅值要求相等时，则确定襟翼平衡角δ_j0为襟翼最大偏转范围的中值；

当固定翼飞行器对抗顺风/逆风的幅值要求不等时，则确定襟翼平衡角δ_j0靠近对风干扰幅值要求较高的相应偏转方向。

在本发明的一些实施例中，固定翼飞行器为无人机。

本发明第二个方面中，提供了一种存储介质，其中，存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现如上的固定翼飞行器着陆控制方法。

本发明第二个方面中，提供了一种无人机，包括：存储器；以及处理器，电性耦接至存储器，其被配置为基于存储在存储器中的指令，执行如上的固定翼飞行器着陆控制方法。

(三)有益效果

从上述技术方案可知，本发明相对于现有技术至少具有以下有益效果之一：

(1)本发明中，在无人机以襟翼平衡角进入拉平段之后，有两个独立的控制通道：襟翼控制通道和升降舵控制通道。本发明中，将俯仰角控制与升降速度控制解耦，通过襟翼对升降速度直接进行控制、并同时通过升降舵对俯仰姿态进行控制的方式可以有效的解决升降速度与俯仰角控制回路的耦合问题。相比于将俯仰角作为内回路对升降速度控制的方式，可以保证在无人机接地时升降速度和俯仰角均精准达到控制要求。

(2)本发明中，由于升降速度与俯仰角控制解耦，在设计给定升降速度曲线时无需担忧俯仰角在阶段转换时的突变问题，因此可以将该曲线的初始给定值选为固定值，有效避免了在转段时遭遇突风干扰导致给定曲线变化引发的着陆位置较远的问题。

(3)本发明中，在着陆阶段不对高度位置轨迹控制，而是通过升降速度和姿态控制保证大重量无人机着陆要求的控制方式。相比于对飞行高度进行控制着陆的方法，直接对升降速度进行控制的着陆方式可以在遇到突风时立即快速并精准响应，达到接地控制要求。有效解决仅对高度进行控制时，升降速度精度较差的问题。

附图说明

图1为本发明实施例无人机着陆控制方法中无人机着陆过程中各过程段的示意图。

图2为本发明实施例无人机着陆控制方法的控制结构图。

图3为本发明实施例无人机着陆控制方法的流程图。

图4为无人机着陆过程中进入拉平段升降速度不同影响的示意图。

具体实施方式

本发明针对着陆控制的设计思路如下：由于大重量无人机在着陆接地时，对于接地升降速度的要求非常高，传统的高度轨迹控制方法无法在应对突风影响时有效的保证接地升降速度，因此应当在无人机的拉平段直接对升降速度进行控制，保证无人机在应对恶劣的下降气流或顺风干扰时升降速度仍能满足接地要求。对于升降速度控制的办法主要有：

(1)俯仰角控制作为内回路对升降速度调整；

(2)通过襟翼直接对升降速度进行调整两种方式。

其中，第一种控制办法由于是对飞行姿态先进行控制再间接对升降速度调整，因此控制响应的时间较慢，难以应对临接地前的风切变或快变的顺风气流。且姿态控制与升降速度控制之间存在耦合，受到气流影响后很难同时满足着陆姿态和着陆升降速度的控制要求。因此本发明采取在接地前用襟翼直接对升降速度进行调整、同时用升降舵控制俯仰角保证着陆姿态的控制方式。

对升降速度进行控制的方法需要设计升降速度的给定值或拟合给定升降速度曲线对无人机襟翼控制引导。如果设置为固定的给定值，其绝对值过大会导致接地时超过起落架的载荷承受能力造成起落架损伤，其绝对值过小会使无人机在拉平段下降较慢导致飞行时间较长，拉平的飞行距离较远，接地后有效跑道距离缩短存在刹车距离不足的风险。因此，应当在进入拉平段后设计合理的给定升降速度曲线对无人机飞行控制进行导引，该曲线保证无人机在进入拉平段时依然保持较大的下降率，随着飞行高度降低升降速度逐渐接近于最佳接地升降速度。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文结合具体实施方式，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

本发明第一方面提供了一种固定翼飞行器着陆控制方法。需要提前说明的是，虽然下述实施例中以无人机为例进行说明，但本发明并不以此为限。在本发明其他实施例中，本发明的着陆控制方法还可以应用于有人驾驶飞机、民航飞机、军用飞机等，只要在本发明精神和原则之内，均在本发明的保护范围之内。

图1为本发明实施例无人机着陆控制方法中无人机着陆过程中各过程段的示意图。本发明中，在下滑段，如图1中实线所示，以高度控制轨迹，以固定下滑角α下滑；在拉平段，如图1中虚线所示，通过襟翼对升降速率直接进行控制，同时升降舵控制俯仰角保证接地姿态。

图2为本发明实施例无人机着陆控制方法的控制结构图。图3为本发明实施例无人机着陆控制方法的流程图。如图1～图3所示，本实施例无人机着陆控制方法包括：

步骤A，根据襟翼的最大偏转范围，确定襟翼平衡角，令无人机以该襟翼平衡角进入拉平段；

步骤B，进入拉平段之后，在襟翼控制通道中，根据无人机进入拉平段时的初始给定升降速度和起落架接地时的期望升降速度确定实时给定升降速度；根据实时给定升降速度确定襟翼偏转指令；

步骤C，进入拉平段之后，在升降舵控制通道中，根据无人机进入拉平段的俯仰角和最佳接地俯仰角确定实时给定俯仰角；根据实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令。

本实施例在无人机以襟翼平衡角进入拉平段之后，有两个独立的控制通道：襟翼控制通道和升降舵控制通道。本实施例中，将俯仰角控制与升降速度控制解耦，通过襟翼对升降速度直接进行控制、并同时通过升降舵对俯仰姿态进行控制的方式可以有效的解决升降速度与俯仰角控制回路的耦合问题。相比于将俯仰角作为内回路对升降速度控制的方式，可以保证在无人机接地时升降速度和俯仰角均精准达到控制要求。

需要说明的是，虽然本实施例对两个控制通道均进行控制，但在本发明其他实施例中，也可以仅对其中之一的通道进行控制，只要在本发明的精神原则范围内，均在本发明的保护范围之内。

以下对本实施例无人机着陆控制方法的各个步骤进行详细说明。

本实施例的步骤A中：当无人机对抗顺风/逆风的幅值要求相等时，则确定襟翼平衡角δ_j0为襟翼最大偏转范围的中值；当无人机对抗顺风/逆风的幅值要求不等时，则确定襟翼平衡角δ_j0靠近对抗给风干扰幅值要求高的相应偏转方向。

具体而言，步骤A中，根据襟翼的最大偏转范围，确定下滑段的襟翼平衡角值δ_j0。由于本发明是在拉平段通过襟翼作为控制通道对升降速度进行控制，因此为了应对不同方向、不同幅值的气流干扰，需要在上/下偏转方向均留有足够的控制偏转量，避免分配不合理导致某一控制方向的使用量达到饱和，无法对升降速度进行有效控制。在实际执行过程中：

(1)如果顺/逆风要求是幅值相同、方向相反的值则直接取最大偏转范围的中间值即可；

例如：襟翼偏转范围是-20°～40°，若无人机对抗顺风/逆风(无人机设计就已经确定)的幅值要求均为10m/s，则平衡角度值为10°，在进入拉平段后通过控制器进行控制时，基于该平衡值向下30°用于应对顺风干扰、向上30°用于应对逆风干扰。

(2)如果幅值不同、方向相反则需要将襟翼偏度按照一定比例更多的分配给对风干扰幅值要求高的相应偏转方向。

同样是上面的襟翼偏转范围是-20°～40°，若无人机对抗逆风的幅值要求为12m/s，抗顺风的幅值要求为6m/s，则可以考虑平衡角度值为20°，基于该平衡值向下20°用于应对顺风干扰，向上40°用于应对逆风干扰。

进入拉平段前的下滑阶段，需要提前控制襟翼偏转至襟翼平衡值δ_j0，同时其他舵面的控制通道按照一般的控制方法进行控制与配平。进入拉平段后，该值作为初始偏转角度，可以通过上下偏转对升降速度进行有效控制。

请参照图1～图3，在步骤B中，需要在襟翼平衡值δ_j0的基础上，确定襟翼偏转指令，对襟翼偏转进行控制，进而实现对升降速度的控制，具体包括：

首先根据无人机进入拉平段时的初始给定升降速度和起落架接地时期望的升降速度确定给定升降速度变化曲线；

其次，根据所述实时给定升降速度确定襟翼偏转指令。

由于无人机在进入拉平段前升降速度的绝对值较大，而起落架要求无人机着陆接地时升降速度的绝对值较小，因此该曲线得到的给定升降速度v_yg应当根据飞行高度的变化实时变化。方法为：

v_yg＝v_y0+(h-h_t)(v_yf-v_y0)/(h_f-h_t) (1)

其中，v_y0为起落架接地时的期望接地升降速度，v_yf为初始给定升降速度，h_f为无人机进入拉平段时的飞行高度(通常为15m-20m)，h_t为无人机接地时的飞行高度，h为飞机的实时飞行高度，通过传感器测得。

在现有技术着陆阶段的设计方法中，由于是通过俯仰角控制对飞行高度或升降速度进行调整，通常为了保证转段过程中姿态的平滑过渡，对于升降速度的初始给定值v_yf会选取上一阶段(即下滑段)结束时的实际升降速度避免给定升降速度突变导致俯仰姿态突变，但是如果用这种办法进行控制，一旦无人机某次飞行在转拉平段时遭遇垂直向上的气流使无人机的下降率突然降低甚至接近于0m/s，会导致升降速度曲线的值远小于正常值。进而导致无人机转入拉平段后的下降率极低，会比理论着陆点晚着陆极长的距离，带来接地后刹车距离不足的问题与风险。

图4为无人机着陆过程中进入拉平段升降速度不同影响的示意图。图4中，左侧图为在进入拉平段时无垂直气流干扰的拉平曲线，右侧图为在进入拉平段时受到垂直向上的气流干扰导致升降速度变化的拉平曲线。图中x轴为飞行时间，向右为正。y轴表示升降速度，向上为负。对升降速度进行积分，则升降速度曲线与坐标轴围成的阴影面积代表无人机进入拉平后的下降高度且两幅图的阴影面积相同。左侧图的拉平时间为t₁，右侧图的拉平时间为t₂，通过对比可知，如果将初始给定升降速度取进入拉平阶段的实际升降速度，一旦受到垂直气流影响，会使拉平段飞行时间t₂远大于t₁，在飞行速度一定的情况下，拉平的飞行距离更远。无人机在工程应用的过程中，每次飞行着陆时遭遇的风干扰情况均不相同，传统的方法很难对无人机的着陆接地位置进行评估与控制。

本发明中，通过襟翼直接对升降速度进行控制，不会由于阶段转换时升降速度给定值与实际升降速度存在差值导致飞行姿态发生明显的变化。此外为了避免出现拉平飞行距离过远影响飞行安全的问题，应当对初始给定升降速度v_yf的取值进行合理的选取。具体方法为：取上一阶段以固定下滑角α进行高度控制结束时的理论升降速度值作为初始给定升降速度，该值通过进入拉平段时的给定空速v_g和下滑角度α计算得到，具体计算方法为：

v_yf＝-(v_g*sin(α)) (2)

其中，α为无人机进入拉平段前的下滑角度，v_g为无人机进入拉平段时的给定真空速值。

本领域技术人员应当理解，通过本发明的控制方式，由于升降速度与俯仰角控制解耦，在设计给定升降速度曲线时无需担忧俯仰角在阶段转换时的突变问题，因此可以将该曲线的初始给定值选为固定值，有效避免了在转段时遭遇突风干扰导致给定曲线变化引发的着陆位置较远的问题。

本实施例中，基于图2的控制结构，设计飞行控制律算法。由于无人机对于升降速度和俯仰角均需要精确的快速控制，因此均应加入积分器控制，使用PID的控制器。在该飞行控制律算法的起点，给定襟翼偏转指令δ_j＝δ_j0。

后续地，在襟翼控制通道中，给定襟翼偏转指令δ_j的计算方式如下：

其中，V_yg代表实时给定升降速度，通过步骤B的给定升降速度变化曲线计算获得；为无人机实际的升降速度，通过传感器获得；A_y代表天向加速度，通过传感器获得；K_L、K_LI、K_Ld分别为该控制通道的PID控制器的参数，通过仿真调试确定合理的参数值，积分上限t为进入襟翼控制通道的时间。

请参照图1～图3，在步骤C中，需要确定给定俯仰角，并基于该给定俯仰角得到升降舵偏度指令，实现无人机着陆过程中的俯仰角控制，具体包括：

首先，根据无人机进入拉平段的俯仰角和最佳接地俯仰角确定实时给定俯仰角或变化曲线；

其次，根据实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令。

如果下滑段转入拉平段时的无人机俯仰角与期望接地俯仰角的差值较小，具体而言|θ_t-θ_s|≤2°时，则可以直接选择固定的给定俯仰角： 为期望的接地俯仰角，无需进行软化平滑过渡。如果差值较大，具体而言|θ_t-θ_s|>2°时，则可以按照以下方式设计实时给定俯仰角/>的曲线实现软化：

其中，为期望接地俯仰角，h_f为无人机进入拉平段时的高度，h_t为无人机接地时的飞行高度，h为飞机的实时飞行高度，θ_s为无人机进入拉平段时的实际飞行俯仰角，通过航姿设备获得。

本实施例中，在升降舵控制通道中，根据实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令，具体而言，在升降舵控制通道中，根据下式确定升降舵偏度指令δ_z：

其中，代表实时给定俯仰角，通过俯仰角给定曲线计算获得；/>为无人机的俯仰角，通过惯导获得；ω_z为无人机的俯仰角速率，通过惯导获得；K_TL、K_TLd、K_TLI分别为该控制通道的PID控制器的参数，通过仿真调试确定合理的参数值；积分上限t为进入升降舵控制通道的时间。

本发明中，在着陆阶段不对高度位置轨迹控制，而是通过升降速度和姿态控制保证大重量无人机着陆要求的控制方式。相比于对飞行高度进行控制着陆的方法，直接对升降速度进行控制的着陆方式可以在遇到突风时立即快速并精准响应，达到接地控制要求。有效解决仅对高度进行控制时，升降速度精度较差的问题。

至此，本实施例介绍完毕。

基于上述的无人机着陆控制方法，本发明还提供了一种存储介质，该所述存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现如上的无人机着陆控制方法。

基于上述的无人机着陆控制方法，本发明还提供了一种无人机。该无人机包括：存储器；以及处理器，电性耦接至所述存储器，其被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如上的无人机着陆控制方法。

至此，本发明的各个实施例介绍完毕。依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明有了清楚的认识。

需要说明的是，除非明确指明为相反之意，本发明的说明书及权利要求中的数值参数可以是近似值，能够根据通过本发明的内容改变。具体而言，所有记载于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化。

本发明可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。硬件结构的物理实现包括但不局限于物理器件，物理器件包括但不局限于晶体管，忆阻器，DNA计算机、单片机、微处理器或者数字信号处理器(DSP)。

本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。

在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其他固有设备相关。各种通用系统也可以与基于在此的启示一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现本发明的内容，本文对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。

本领域技术人员应当理解，本发明权利要求书和说明书中，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件(或步骤)。位于元件(或步骤)之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件(或步骤)。

对于某些实现方式，如果其并非本发明的关键内容，且为所属技术领域中普通技术人员所熟知，则基于篇幅所限，在说明书附图或正文中并未对其进行详细说明，此时可参照相关现有技术进行理解。并且，提供如上实施例的目的仅是使得本发明满足法律要求，而本发明可以用许多不同形式实现，而不应被解释为限于此处所阐述的实施例。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单的更改或替换。

类似的，应当理解，为了精简本发明，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图，或者对其的描述中。然而，并不应将该发明的方法解释成反映如下意图：所要求保护的发明需要比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，各个发明方面在于少于前面单个实施例的所有特征。并且，实施例可基于设计及可靠度的考虑，彼此混合搭配使用或与其他实施例混合搭配使用，即不同实施例中的技术特征可以自由组合形成更多的实施例。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

以上各个具体实施例，对本发明的目的、技术手段和有益效果进行了详细说明，应理解的是，详细说明的目的在于本领域技术人员能够更清楚地理解本发明，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，包括：

步骤A，根据襟翼的最大偏转范围，确定襟翼平衡角，令固定翼飞行器以该襟翼平衡角进入拉平段；

步骤B，在襟翼控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度和起落架接地时的期望升降速度确定实时给定升降速度；根据所述实时给定升降速度确定襟翼偏转指令；

步骤C，在升降舵控制通道中，根据固定翼飞行器进入拉平段的俯仰角和最佳接地俯仰角确定实时给定俯仰角；根据所述实时给定俯仰角确定升降舵偏度指令。

2.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述步骤B中，根据下式确定给定襟翼偏转指令δ_j：

其中，V_yg代表实时给定升降速度；为固定翼飞行器实际的升降速度；A_y代表天向加速度；K_L、K_LI、K_Ld分别为襟翼控制通道的PID控制器的参数，积分上限t为进入襟翼控制通道的时间。

3.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述步骤B中，根据下式确定实时给定升降速度v_yg：

v_yg＝v_y0+(h-h_t)(v_yf-v_y0)/(h_f-h_t)

其中，v_y0为起落架接地时的期望升降速度，v_yf为固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度，h_f为固定翼飞行器进入拉平段时的飞行高度，h_t为固定翼飞行器接地时的飞行高度，h为飞机的实时飞行高度，通过传感器测得。

4.根据权利要求3所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，

固定翼飞行器进入拉平段时的飞行高度介于15m-20m之间；和/或

固定翼飞行器进入拉平段时的初始给定升降速度v_yf满足：v_yf＝-(v_g*sin(α))，其中，α为固定翼飞行器进入拉平段前的下滑角度，v_g为固定翼飞行器进入拉平段时的给定真空速值。

5.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述步骤C中，根据下式确定升降舵偏度指令δ_z：

其中，代表实时给定俯仰角；/>为固定翼飞行器的当前俯仰角；ω_z为固定翼飞行器的实时俯仰角速率；K_TL、K_TLd、K_TLI分别为升降舵控制通道的PID控制器的参数，积分上限t为进入升降舵控制通道的时间。

6.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述步骤C中，根据下式确定实时给定俯仰角

当|θ_t-θ_s|≤2°，则

当|θ_t-θ_s|>2°，则根据下式确定实时给定俯仰角：

其中，为期望接地俯仰角；θ_s为固定翼飞行器进入拉平段时的实际飞行俯仰角；h_f为固定翼飞行器进入拉平段时的高度；h_t为固定翼飞行器接地时的飞行高度；h为固定翼飞行器的实时飞行高度。

7.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述步骤A中，襟翼平衡角δ_j0依据以下方式确定：

当固定翼飞行器对抗顺风/逆风的幅值要求相等时，则确定襟翼平衡角δ_j0为襟翼最大偏转范围的中值；

当固定翼飞行器对抗顺风/逆风的幅值要求不等时，则确定襟翼平衡角δ_j0靠近对风干扰幅值要求较高的相应偏转方向。

8.根据权利要求1所述的固定翼飞行器着陆控制方法，其特征在于，所述固定翼飞行器为无人机。

9.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有计算机指令，该计算机指令被处理器执行时实现如权利要求1至8中任一项所述的固定翼飞行器着陆控制方法。

10.一种无人机，其特征在于，包括：

存储器；以及

处理器，电性耦接至所述存储器，其被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1至8中任一项所述的固定翼飞行器着陆控制方法。