[發明專利]一種飛翼無人機自主起降綜合控制方法

有效

• 申請號: 202011290424.8
• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112327922B
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 李春濤;解明揚;高韻婉;蘇子康;李雪兵;趙振根
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 吳旭

1.一種飛翼無人機自主起降綜合控制方法，其特征在于，包括離地起飛自動拉升控制和軌跡跟蹤著陸控制；

所述離地起飛自動拉升控制中，將速度作為抬前輪時機的決定因素，將離地姿態及迎角限定在一定范圍內，得到抬前輪及離地起飛階段的縱向控制率；

所述軌跡跟蹤著陸控制中，采用空速控制、姿態控制以及航跡跟蹤控制的組合制導軌跡跟蹤方法實現對著陸軌跡線的精確跟蹤；

所述離地起飛自動拉升控制中，所述抬前輪及離地起飛階段的縱向控制率為：

式中，δ_E為升降舵出舵量，q為俯仰角速度，θ為俯仰角，θ_g和q_g分別為俯仰角和俯仰角速率控制指令，θ_ref為參考俯仰角，ΔV_ias為空速保護項，分別為空速補償回路、俯仰角速率控制回路控制增益，和為升降舵回路控制增益；

約束條件為：

(1)給定停機角和襟翼位置下，抬前輪速度與抬前輪舵面的關系：

f(δ_E,V_t,α,DF)＝0

(2)在給定襟翼位置下，離地起飛迎角與離地速度的關系：

f(V_t,α,DF)＝0

式中，V_t為空速，DF為襟翼位置，α為迎角；

所述抬前輪及離地起飛階段的縱向控制率中控制增益和通過以下方法確定：

采用魯棒伺服LQR方法設計控制增益，對無人機動力學非線性數學模型在典型工作點處配平線性化后得到其線性方程組，并抽取可用于狀態反饋的狀態量組成新的線性模型，如下式所示：

y_c＝C_xx+D_cu

其中x為可用于反饋的狀態量，y_c為控制輸出，A，B，C_x，D_c為狀態方程矩陣；

定義控制指令為r，則控制指令誤差表示為：

e＝y_c-r

將系統對控制指令r的跟蹤轉化為對控制指令誤差e的調節，將控制指令誤差e增廣為系統的狀態量，得到新的狀態空間方程：

上式中，各變量定義如下：

將LQR方法應用于上式，選取性能指標函數

選取合適的性能加權函數Q與控制加權函數R，解黎卡提方程可求得控制增益和

所述軌跡跟蹤著陸控制中，著陸軌跡線劃分成進場平飛段、進場平飛段與直線下滑過渡段軌跡線、直線下滑段、指數拉起段和淺下滑段組成，著陸軌跡線的表達式為：

1)進場平飛段軌跡線

當X≤X₀時，H_g＝H_rw+H_s，

2)進場平飛段與直線下滑過渡段軌跡線

當X₀＜X≤X₁時，H_g＝H_rw+H_s，

3)直線下滑段軌跡線

當X₁≤X≤X_exp時，H_g＝H_rw+(X-X_b)×tg(γ_s)，

4)指數拉起段軌跡線

當X_exp≤X≤X₃時，

5)淺下滑段軌跡線

指數拉起開始時間取下沉率不小于或者高度不大于3.0m的先到者；

其中，X為無人機前向位移坐標，X₀進場平飛段轉下滑段的提前點，H_g為高度控制指令，H_rw為機場高度，H_s為進場平飛段高度，X₁為進場平飛段和下滑段參考軌跡交點，γ_s為直線下滑段的軌跡角，X_exp為實際指數拉起點，X_b為直線下滑段延長線與地面的交點，X₃為淺下滑段起始點，H_f為指數拉起段標定起始高度，X₂為指數拉起段標定點；

所述軌跡跟蹤著陸控制中，所述空速控制以指示空速信號為被控量，控制率為：

其中，V_iasg和分別為速度和速度變化率控制指令，δ_T為發動機油門開度，V_ias和分別為指示空速和指示空速變化率，為指示空速變化率回路控制增益，和為發動機通道油門開度控制增益；

所述姿態控制為通過無人機俯仰角保持控制律使無人機保持一定姿態，所述無人機俯仰角保持控制律為：

其中，和為升降舵通道控制增益；

所述航跡跟蹤控制以偏航角與滾轉角作為內回路，側偏為外回路，控制律為：

其中，δ_A為副翼舵出舵量，Y_g、φ_g和p_g分別為側偏、側偏變化率、航跡方位角、滾轉角和滾轉角速率控制指令，和為副翼舵通道控制增益，為滾轉角速率通道控制增益，和為滾轉角控制回路增益，為側偏控制回路增益，p為滾轉角速率，φ為滾轉角，為航跡方位角，Y為側偏。