鄒 凱，丁繼成

(1.中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074; 2.哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，哈爾濱 150001)

無人機(jī)自主著陸高度控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究

鄒 凱1，丁繼成2

(1.中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074; 2.哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，哈爾濱 150001)

無人機(jī)自主著陸是無人機(jī)任務(wù)執(zhí)行后順利回收的重要階段；論文根據(jù)固定翼無人機(jī)著陸滑跑的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了無人機(jī)著陸滑跑的下滑高度軌跡及高度控制回路；在已知無人機(jī)著陸性能和空氣動(dòng)力學(xué)模型的情況下，根據(jù)無人機(jī)飛行任務(wù)的需求，研究了直線下滑段的軌跡設(shè)計(jì)，利用指數(shù)拉平方法設(shè)計(jì)了末端拉平段的軌跡，并結(jié)合PID控制技術(shù)對無人機(jī)的縱向俯仰控制回路以及整個(gè)無人機(jī)高度控制回路進(jìn)行了建模和詳細(xì)研究，利用MATLAB仿真技術(shù)對設(shè)計(jì)的控制方案的性能進(jìn)行了詳細(xì)分析，獲得了相應(yīng)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)；對設(shè)計(jì)的高度控制回路方案的數(shù)學(xué)仿真和基于FlightGear飛行環(huán)境模擬系統(tǒng)的半物理仿真驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的自主著陸高度控制系統(tǒng)的可行性，具有一定的參考實(shí)用價(jià)值。

無人機(jī)著陸；PID控制；高度控制

0 引言

飛行控制系統(tǒng)能夠控制無人機(jī)出色地完成任務(wù)，并實(shí)現(xiàn)無人機(jī)安全且完整的回收[1]。目前，常用的四種無人機(jī)回收方式有空中回收、降落傘回收、阻攔網(wǎng)回收以及滑跑降落回收[2-8]。前三種回收方式均需要額外的回收設(shè)備，對控制系統(tǒng)的控制性能要求低，但回收成本高，且在回收的過程中容易造成機(jī)身的損壞[1]?；苤懟厥站哂袩o需額外設(shè)備和人員參與，機(jī)身無損傷，且降落后可立刻起飛等優(yōu)點(diǎn)，因此，滑跑降落回收方式的成本更低，回收更方便。考慮到固定翼無人機(jī)在滑跑降落過程中進(jìn)場平飛和軌跡捕獲階段的軌跡由巡航控制，在執(zhí)行不同的飛行任務(wù)時(shí)，軌跡存在很大差異[9]，不必進(jìn)行統(tǒng)一設(shè)計(jì)，而只需對直線下滑和末端拉平階段的軌跡及其控制系統(tǒng)進(jìn)行統(tǒng)一設(shè)計(jì)。

1 無人機(jī)著陸軌跡設(shè)計(jì)

1.1 直線下滑段軌跡設(shè)計(jì)

無人機(jī)要實(shí)現(xiàn)安全著陸，必須在著陸過程中跟蹤下滑軌跡線的高度剖面，而在直線下滑階段，下滑軌跡角則決定了無人機(jī)下滑速度的可控性，為保證安全著陸，通?？煽紤]設(shè)置無人機(jī)的拉平?jīng)Q策高度為10米。本文以天行者1 680無人機(jī)為研究對象，該類型無人機(jī)具有重量輕和易受到側(cè)風(fēng)干擾的特點(diǎn)，需要較長的下滑軌跡以矯正下滑曲線。因此，文中選取下滑角γ=-2.5°的普通直線下滑。

1.2 末端拉平段軌跡設(shè)計(jì)

合理的拉平軌跡設(shè)計(jì)可將無人機(jī)的下滑垂直速度減小到允許的著地速度范圍。在目前常用的拉平軌跡設(shè)計(jì)中，指數(shù)拉平軌跡較為成熟，易于實(shí)現(xiàn)且精度較高。它基于飛機(jī)瞬時(shí)下降速度與高度成比例的思想，在理想情況下，當(dāng)飛機(jī)下降速度為零時(shí)，高度H(t)也應(yīng)該等于零，即[10]:

(1)

由上述微分方程，可得

(2)

(3)

由上述微分方程，可得

(4)

令H(t1)=0，則拉平時(shí)間t1為:

(5)

在拉平過程中假設(shè)無人機(jī)的速度為常數(shù)，為避免拉平距離l無限長，可假設(shè)跑平面高出拉平軌跡漸近線hc的距離，則:

(8)

(9)

2 縱向俯仰控制回路設(shè)計(jì)與仿真

縱向控制回路以俯仰角控制回路為內(nèi)回路，高度控制回路以俯仰角控制回路為基礎(chǔ)搭建，作為縱向?qū)Ш娇刂苹芈返耐饣芈?。俯仰角速率和俯仰角可由慣性測量單元(Inertial Measurement Unit, IMU)提供。同時(shí)引入俯仰角速率反饋，可增加無人機(jī)的縱向阻尼系數(shù)，減少俯仰控制回路的振蕩。俯仰角反饋能夠改善無人機(jī)的長周期模態(tài)的阻尼特性，提高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度。無人機(jī)俯仰控制律如圖1所示。

圖1 俯仰角控制律

圖1中，Δθc為期望俯仰角，Δθ為實(shí)際俯仰角，Δωz為俯仰角速率。其控制表達(dá)式可以表示成:

(11)

當(dāng)采用常規(guī)PID控制結(jié)構(gòu)時(shí)：

(12)

(13)

式中，

B=[0,-0.0172,0,-5.2096,0]T

(14)

圖2 俯仰角速率根軌跡

為整定PID控制參數(shù)，假設(shè)期望相角裕度φm=60°，截止頻率ωc= 4rad/s，α=4。可得Kp=1.34，Tp=0.47，Ti=1.88?；赑ID控制的俯仰角控制系統(tǒng)的仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 俯仰角階躍響應(yīng)曲線

由圖可見，在設(shè)計(jì)的控制回路和PID參數(shù)情況下，系統(tǒng)具有快速調(diào)整特性和很小的超調(diào)，可滿足俯仰角控制要求。

3 高度跟蹤控制回路的設(shè)計(jì)與仿真

為使無人機(jī)快速跟蹤下滑軌跡，本文采用控制升降舵的方法實(shí)現(xiàn)高度控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)的高度控制律如圖4所示，圖中ΔHc為期望的飛行高度偏差，ΔH為測量得到的高度偏差。

圖4 高度控制律

高度偏差信號與高度變化率信號反饋可實(shí)現(xiàn)飛行過程中高度階躍響應(yīng)的要求，但在高度保持飛行中無法克服靜差，因此在高度控制回路中加入積分環(huán)節(jié)，以保證無人機(jī)無靜差的飛行。無人機(jī)高度控制回路的控制率可采用如下公式表示：

(15)

在設(shè)計(jì)基于PID控制的無人機(jī)高度控制系統(tǒng)時(shí)，只需保持原有所設(shè)計(jì)的俯仰姿態(tài)回路不變，然后在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)基于PID控制的高度保持/控制外回路。無人機(jī)著陸段的高度剖面的仿真跟蹤曲線如圖5所示。

圖5 輪式無人機(jī)自主著陸高度剖面跟蹤曲線

從圖中可以看出，測試無人機(jī)在下滑初期跟蹤誤差較大，原因在于，此時(shí)無人機(jī)尚未進(jìn)入著陸程序，未建立下滑角，在達(dá)到下滑初始高度50m以后，建立下滑角，此后無人機(jī)能夠較好地跟蹤高度曲線，在達(dá)到拉平?jīng)Q策高度后的末端拉起段，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)停車會導(dǎo)致輕質(zhì)飛機(jī)姿態(tài)隨環(huán)境改變，著陸點(diǎn)與理論著陸點(diǎn)會存在一定的偏差，該偏差在15m之內(nèi)。

4 半物理仿真驗(yàn)證

為進(jìn)一步驗(yàn)證控制系統(tǒng)的可用性，用于驗(yàn)證的半物理仿真實(shí)驗(yàn)平臺環(huán)境如圖6所示。圖中，臺式計(jì)算機(jī)運(yùn)行飛行模擬軟件，用于模擬并輸出飛機(jī)的各項(xiàng)飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)和執(zhí)行自動(dòng)駕駛儀給出的控制信息；筆記本電腦運(yùn)行無人機(jī)地面站軟件，用于無人機(jī)飛行任務(wù)規(guī)劃及飛行狀態(tài)顯示；方框內(nèi)為無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件，采用AtmelMega2560芯片作為控制核心，飛行控制系統(tǒng)內(nèi)部包含本文所設(shè)計(jì)的高度控制方案。

圖6 半物理仿真環(huán)境 圖7 無人機(jī)航跡線

FlightGear仿真軟件基于真實(shí)的環(huán)境和飛機(jī)模型搭建，其輸出的位置信息與真實(shí)的環(huán)境位置信息一致。為增加半物理仿真的真實(shí)性并驗(yàn)證無人機(jī)導(dǎo)航控制回路的抗干擾能力，將環(huán)境風(fēng)力設(shè)定為3級，風(fēng)向隨機(jī)生成并隨時(shí)間不斷變化，以增加飛行難度。

無人機(jī)航跡線如圖7所示。設(shè)計(jì)方案的半物理仿真高度跟蹤結(jié)果如圖8所示，圖8中相位超前的梯形直線為無人機(jī)任務(wù)規(guī)劃過程高度，由9個(gè)預(yù)設(shè)航點(diǎn)的規(guī)劃出期望的高度曲線。相位遲后的不規(guī)則曲線為無人機(jī)實(shí)際飛行的高度曲線。由于無人機(jī)在轉(zhuǎn)彎過程中會損失高度，而且考慮到無人機(jī)機(jī)身不足2kg，加上側(cè)風(fēng)的影響，曲線中間段的高度存在波動(dòng)，同時(shí)，在轉(zhuǎn)彎損失高度后，需要高度控制回路對高度進(jìn)行補(bǔ)償，因而無人機(jī)的高度跟蹤有一定的遲后，但仍然能夠控制無人機(jī)完成航跡跟蹤。

圖8 高度跟蹤曲線

5 結(jié)論

本文對無人機(jī)的著陸軌跡和縱向控制回路進(jìn)行了設(shè)計(jì)與建模，在理論方面設(shè)計(jì)了小型無人機(jī)指數(shù)下滑曲線和控制模型的建立，消除了機(jī)身俯仰控制的無阻尼震蕩，同時(shí)確保了高度調(diào)節(jié)的快速性，完成了無人機(jī)自主著陸縱向高度控制的數(shù)學(xué)仿真與半物理仿真驗(yàn)證，具有一定的參考價(jià)值。

[1] 淳于江民,張 珩.無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀與展望[J].飛航導(dǎo)彈,2005(2):23-27.

[2]Sasiadek,HartanaP.Sensorfusionfornavigationofanautonomousunmannedaerialvehicle[A].RoboticsandAutomation.Proceedings,ICRA'04, 2004IEEEInternationalConferenceon[C]. 2004: 4029-4034.

[3] 張 勇,徐貴力,章鳳翎,等.無人機(jī)自主著陸過程中合作目標(biāo)特征點(diǎn)的提取方法研究[J].航空兵器,2010(1):25-28.

[4] 張劍鋒,劉秉華,賈彩娟.無人機(jī)自主著陸控制[J].控制理論與應(yīng)用,2009, 26(12):1383-1386.

[5] 陳 海.無人機(jī)自主控制綜述及自主著陸控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D]. 西安:西北工業(yè)大學(xué), 2007.

[6] 何湘智,王榮春,羅倩倩.固定翼無人機(jī)縱向控制律設(shè)計(jì)及仿真驗(yàn)證.科學(xué)技術(shù)與工程[J], 2010,10(9):2134-2138.

[7]GuiliXu,YongZhangSheng.Researchoncomputervision-basedforUAVautonomouslandingonaship[J].PatternRecognitionLetters, 2009, 30: 600-605.

[8]TsaiChiyi,SongKaitai,XavierDutoit,etal.Robustvisualtrackingcontrolsystemofamobilerobotbasedonadual-Jacobianvisualinteraction[J].RoboticsandAutonomousSystems, 2009,57: 652-664.

[9] 胡 勇.信息融合技術(shù)在無人機(jī)中的應(yīng)用研究[D]. 南京:南京航空航天大學(xué), 2008.

[10] 肖業(yè)倫.飛行器運(yùn)動(dòng)方程[M]. 北京:航空工業(yè)出版社, 1987.

Research of Height Control Technique on UAV Automatic Landing

Zou Kai1, Ding Jicheng2

(1.China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China;2.College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin 150001, China)

In order to achieve the small UAV automatic landing on UAV research project, an UAV automatic landing-vertical height control strategy was provided. According to the UAV flight mission requirements, the aircraft landing performance and aerodynamic model, the design of the straight line sliding trajectory was researched. Besides, an index leveled method has also been used to design the glide path. The PID control techniques has been used to design a reasonable vertical and pitch control loop model, as well as high control loop model. Some necessary performance analysis and critical parameters selection has been finished by MATLAB simulation. After completed the design of UAV control system, a principle simulation based on MATLAB and hard-in loop simulation based on FlightGear flying environment simulator validate the efficacy and practicability of the flight high control strategy. This can be as a reference for UAV high control loop design.

UAV landing; PID control; UAV height control

2015-11-11

2016-01-29。

國家自然科學(xué)基金(61304234，61273081)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助(HEUCFX041403)。

鄒 凱(1988-)，男，哈爾濱人，工學(xué)碩士，工程師，主要從事無人機(jī)導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制方向的研究。

1671-4598(2016)07-0090-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.07.024

TP271 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A