[發(fā)明專(zhuān)利]一種飛翼無(wú)人機(jī)自主起降綜合控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011290424.8
• 申請(qǐng)日: 2020-11-18
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN112327922B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-04-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李春濤;解明揚(yáng);高韻婉;蘇子康;李雪兵;趙振根
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G05D1/10
• 分類(lèi)號(hào): G05D1/10
• 代理公司: 南京瑞弘專(zhuān)利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32249
• 代理人: 吳旭

本發(fā)明公開(kāi)了一種飛翼無(wú)人機(jī)自主起降綜合控制方法，包括離地起飛自動(dòng)拉升控制和軌跡跟蹤著陸控制。離地起飛自動(dòng)拉升控制中，將速度作為抬前輪時(shí)機(jī)的決定因素，將離地姿態(tài)及迎角限定在一定范圍內(nèi)，得到抬前輪及離地起飛階段的縱向控制率。軌跡跟蹤著陸控制中，采用空速控制、姿態(tài)控制以及航跡跟蹤控制的組合制導(dǎo)軌跡跟蹤方法實(shí)現(xiàn)對(duì)著陸軌跡線(xiàn)的精確跟蹤。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種飛翼無(wú)人機(jī)自主起降綜合控制方法，屬于無(wú)人機(jī)飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛翼布局由于具備升阻比高、隱身性能好等突出優(yōu)點(diǎn)，已成為高性能無(wú)人機(jī)的首選布局形式。然而，由于采用翼身融合設(shè)計(jì)，并取消了水平尾翼和垂直尾翼，使飛翼布局無(wú)人機(jī)存在俯仰力矩特性曲線(xiàn)強(qiáng)非線(xiàn)性、縱向靜穩(wěn)定裕度低、縱向靜穩(wěn)定迎角范圍小、航向靜穩(wěn)定性弱、縱向與橫航向耦合、阻力方向舵舵效強(qiáng)非線(xiàn)性及操縱耦合嚴(yán)重等問(wèn)題。

飛翼無(wú)人機(jī)起降過(guò)程中,由于速度較低，所以往往工作在低動(dòng)壓狀態(tài),飛機(jī)的舵面效率較低，飛軌跡角將不能很好的跟蹤姿態(tài)角的變化,飛機(jī)將處于不可控狀態(tài)。并且由于起飛和著陸過(guò)程都有地面滑跑過(guò)程，無(wú)人機(jī)會(huì)受到地面作用力約束和地面效應(yīng)的影響。此外，微下沖氣流等較為危險(xiǎn)的低空風(fēng)切變以及較差的跑道環(huán)境，也對(duì)飛翼布局無(wú)人機(jī)的起降安全造成嚴(yán)重威脅。

由于無(wú)人機(jī)起降過(guò)程中存在著多源干擾(氣動(dòng)數(shù)據(jù)不準(zhǔn)確、地效作用、舵面效率以及機(jī)場(chǎng)風(fēng)速、風(fēng)向等)，基于經(jīng)典控制理論的起降控制系統(tǒng)在性能方面存在局限，魯棒性相對(duì)較差；采用先進(jìn)控制技術(shù)，如采用非線(xiàn)性理論設(shè)計(jì)的飛行控制方法，往往采用難以測(cè)量的反饋信號(hào)，對(duì)工程可實(shí)現(xiàn)性考慮不足。

因此，能否很好的實(shí)現(xiàn)飛翼無(wú)人機(jī)的自主起降，確保無(wú)人機(jī)飛行著陸的安全性和平穩(wěn)性。決定著飛翼無(wú)人機(jī)的發(fā)展和應(yīng)用，所以飛翼無(wú)人機(jī)自主起降的控制策略是十分重要的。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)，提出一種飛翼無(wú)人機(jī)自主起降綜合控制方法，實(shí)現(xiàn)飛翼無(wú)人機(jī)的自主起降，確保無(wú)人機(jī)飛行著陸的安全性和平穩(wěn)性。

技術(shù)方案：一種飛翼無(wú)人機(jī)自主起降綜合控制方法，包括離地起飛自動(dòng)拉升控制和軌跡跟蹤著陸控制；

所述離地起飛自動(dòng)拉升控制中，將速度作為抬前輪時(shí)機(jī)的決定因素，將離地姿態(tài)及迎角限定在一定范圍內(nèi)，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(tài)控制以及航跡跟蹤控制的組合制導(dǎo)軌跡跟蹤方法實(shí)現(xiàn)對(duì)著陸軌跡線(xiàn)的精確跟蹤。

進(jìn)一步的，所述離地起飛自動(dòng)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(hù)項(xiàng)，分別為空速補(bǔ)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(jī)角和襟翼位置下，抬前輪速度與抬前輪舵面的關(guān)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(guān)系：

f(V_t,α,DF)＝0

式中，V_t為空速，DF為襟翼位置，α為迎角。

進(jìn)一步的，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(guò)以下方法確定：