朱飛翔，高 永，孟 浩

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

基于參考軌跡的無人機自主著陸控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真

朱飛翔，高 永，孟 浩

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

針對無人機以不同載荷自主著陸時，固定的縱向參考軌跡線不能滿足著陸速度及其他著陸參數(shù)對軌跡的要求的問題，文章根據(jù)無人機不同的飛行性能和著陸性能要求，設(shè)計縱向著陸軌跡，結(jié)合著陸過程的控制邏輯，設(shè)計控制律。并通過Matlab/Simulink建立無人機的自主著陸階段的仿真模型，驗證了設(shè)計的著陸軌跡和著陸控制律滿足著陸性能要求。

無人機；自主著陸；軌跡設(shè)計

無人機的飛行安全主要針對起降階段的飛行，特別是著陸階段，無人機需要以較低的空速，在較低的高度，以精確的軌跡和姿態(tài)，在預(yù)定的著陸點實現(xiàn)平穩(wěn)著陸。在整個過程中，無人機的所有狀態(tài)都必須保持精確，特別是著陸過程的末端。為了保證無人機的安全著陸，通常需要控制無人機按照一個設(shè)計好的最優(yōu)著陸軌跡進行飛行，無人機根據(jù)導(dǎo)航信息，在飛行控制系統(tǒng)的控制下，按照參考軌跡進行飛行[1-3]。因此，要實現(xiàn)無人機的自主安全著陸，首先，需要設(shè)計一條最優(yōu)的參考軌跡。由于無人機每次著陸時所攜帶的任務(wù)載荷和燃油不同，無人機的著陸重量也不同。為保證著陸時不出現(xiàn)失速，要求其以不同的速度進行著陸，著陸速度不同，對應(yīng)的著陸軌跡就會發(fā)生變化，特別是在滾轉(zhuǎn)拉平階段，因而需要根據(jù)不同的著陸速度設(shè)計不同的縱向著陸軌跡線。其次，著陸軌跡還與無人機的飛行特性、飛行環(huán)境、著陸指標(biāo)參數(shù)有關(guān)，需要綜合考慮無人機的失速速度、升降速度、進場著陸高度、進場點與著陸點的水平距離等各項因素[4-5]。其設(shè)計過程是一個逆向的過程，需要根據(jù)直線下滑引導(dǎo)段、下滑軌跡角和下滑速度及末端拉起段的拉起高度、接地迎角、接地姿態(tài)角、接地速度、接地垂直速度的要求和限定等參數(shù)進行設(shè)計。因此，無人機自主著陸控制過程，首先需要在考慮以上因素的前提下逆向設(shè)計一條理想?yún)⒖架壽E。

無人機自主安全著陸，除了要設(shè)計參考軌跡，還需要保證無人機能夠嚴格按照參考軌跡飛行，即要設(shè)計無人機著陸階段的縱向和橫側(cè)向的軌跡控制和姿態(tài)控制。根據(jù)著陸的不同階段，采取合理的控制策略和控制律[6-8]。

1 無人機著陸過程圖像

無人機的著陸過程包括進場飛行、直線下滑、拉平飄落、地面滑跑4個階段，如圖1所示。

整個過程的控制目的是為主輪觸地瞬間創(chuàng)造合適的飛機姿態(tài)及下沉率條件。其中：H1是下滑決策高度，H2是拉平?jīng)Q策高度，θ2是下滑角，θ1是拉平角。

1）進場階段。當(dāng)無人機收到著陸指令或是飛臨機場到達預(yù)定航線時，節(jié)風(fēng)門收回到指定位置處，縱向改用最佳下降控制，使得無人機逐漸降低高度，達到進場高度，無人機下降到進場高度后，縱向改用高度保持和自動油門控制使得無人機等速平飛，側(cè)向控制無人機沿進場航線切入五邊航線，并采用側(cè)向偏離控制修正航向以對準著陸跑道中心線。

2）直線下滑段。無人機直線下滑過程中，主要是在縱向跟蹤下滑軌跡曲線，使無人機按照一定的軌跡角下滑。在該階段，縱向采用高度跟蹤控制。高度跟蹤控制時要不斷修正高度和速度誤差，盡量減小跟蹤誤差。因此，在該階段的高度控制回路中需要引入高度的變化率反饋。直線下滑的橫側(cè)向采用航跡控制，通過航跡誤差和航向偏差，不斷調(diào)整無人機的航向角和滾轉(zhuǎn)角，以修正側(cè)滑或側(cè)風(fēng)干擾引起的偏差，從而使無人機橫側(cè)向軌跡對準跑道中心線。

3）拉平飄落段。當(dāng)無人機下滑的高度達到拉平高度后，進入拉平階段，控制系統(tǒng)通過升降速度控制俯仰角，使迎角增大，無人機抬頭，進而減小無人機的升降速度，使得著陸軌跡逐漸被拉平，其目的是使無人機的觸地速度，姿態(tài)角均處于安全著陸范圍內(nèi)。在拉平階段，縱向采用升降速度控制，橫側(cè)向采用側(cè)向偏離控制，使無人機始終對準跑道中心線。拉平階段結(jié)束后，無人機理想的距離地面高度約為0.5～1.5 m，此時進入飄落階段，飛機飄落著陸時需要滿足3個條件：①飛機著陸瞬間的垂直速度不能大于0.5 m/s；②飛機著陸瞬間的俯仰角3°～6°；③飛機著陸速度由飛機著陸時重量決定。通過進一步減小迎角，使無人機的重力大于升力，無人機起落架主輪接觸地面、繼而前輪著地完成飄落階段。

4）地面滑行段。起落架全壓縮信號出現(xiàn)或收到接地指令后進入著陸滑跑段。節(jié)風(fēng)門自動收到0，飛機減速滑行，滑行過程飛機自動糾偏。

2 縱向著陸軌跡設(shè)計

無人機著陸軌跡的設(shè)計是一個逆向設(shè)計過程，其設(shè)計過程是將著陸軌跡分成下滑段和拉平段2個部分進行設(shè)計。首先，需要設(shè)計拉平段的軌跡，主要是根據(jù)飛機的著陸重量確定觸地時的速度、接地姿態(tài)角、接地垂直速度，進而計算無人機著陸時的軌跡傾角，根據(jù)末端拉平段的飛行距離，確定拉平高度。其次，在拉平段設(shè)計的基礎(chǔ)上，設(shè)計下滑段軌跡，主要是根據(jù)下滑軌跡角、下滑速度、升降速度的要求，確定下滑軌跡角和下滑速度，進而根據(jù)下滑飛行距離，確定下滑決策高度，進而確定下滑決策點距離著陸點距離。無人機縱向著陸軌跡如圖1所示[9-11]。

無人機末端拉平軌跡設(shè)計有很多方法，比較常用的方法就是借用有人機的拉平方法——指數(shù)拉平軌跡。拉平軌跡的設(shè)計思想是，使飛機的垂直速度隨著高度的下降而相應(yīng)減少，使飛機每個瞬間的下降速度和它的當(dāng)前高度成比例，主要采用升降速度控制。在理想情況下，下降時當(dāng)速度為0時，高度也恰好為0。即滿足下列齊次微分方程：

式（1）中：H2為初始拉平高度；τ為指數(shù)拉平曲線的時間常數(shù)。

假定無人機拉平過程中的速度為常數(shù)，則無人機拉平段所經(jīng)歷的距離為：

式（3）表明，拉平終止所經(jīng)歷的路程L→∞，這顯然是不允許的。為此，應(yīng)使跑道平面高出拉平軌跡漸近線hjd距離，此時：

已知?jd及時間常數(shù)τ后，即可決定hjd值。因此，在設(shè)計拉平軌跡時，首先根據(jù)無人機著陸重量，確定著地速度hjd，進而確定?jd，由拉平距離L1+L2和拉平軌跡角，就可以得到拉平?jīng)Q策高度。

在設(shè)計直線下滑段，選取多大下滑軌跡角是關(guān)鍵，將影響能否通過姿態(tài)控制和高度控制來保持下滑速度。下滑速度是根據(jù)末端拉平過程中變化的速度加上無人機要求的著地速度。

根據(jù)下滑角、拉平角、下滑高度和拉平?jīng)Q策高度，結(jié)合圖1所示的著陸圖像，由下列公式就可以計算得到下滑距離和拉平距離：

根據(jù)上述拉平段和下滑段的軌跡設(shè)計，就可以設(shè)計下滑軌跡：

3 無人機著陸段控制策略

在下滑段，縱向控制飛機跟蹤下滑線，達到拉平高度后，控制飛機按指數(shù)規(guī)律曲線拉平，使飛機觸地瞬間的下沉率達到要求，并具有合適的俯仰角[12-13]。在高度保持控制的基礎(chǔ)上引入微分項，下滑高度控制原理見圖2。拉平段則采用升降速度控制，升降速度控制原理見圖3。

著陸時，橫側(cè)向主要控制飛機相對跑道的側(cè)偏距及偏航角，使飛機地速處于通過跑道中軸線的垂直平面內(nèi)，并且使航向與跑道軸線方向一致。在跑道上空小的高度起，需要將滾轉(zhuǎn)角改平，以免接地時機翼觸地。側(cè)偏距由副翼通道進行控制，而航向角由方向舵通道進行控制。著陸橫側(cè)向外回路控制結(jié)構(gòu)見圖4。

4 自主著陸仿真與分析

基于Matlab/Simulink的無人機自主著陸仿真系統(tǒng)見圖5。

某型無人機的著陸過程的飛行階段主要分為下滑段、滾轉(zhuǎn)改平和飄落3個主要階段。其中，下滑段分為下滑1段和下滑2段。在下滑1段，飛機從200 m跟蹤2.5°下滑線下滑，到50 m高度結(jié)束。該階段縱向控制飛機跟蹤下滑線，橫側(cè)向消除飛機相對機場軸線的側(cè)偏距，在有側(cè)風(fēng)的情況下，飛機無側(cè)滑角。節(jié)風(fēng)門空速閉環(huán)控制，限幅12.5%～100%。下滑2段從50 m高度開始至拉平高度17 m結(jié)束。該階段縱向繼續(xù)控制飛機跟蹤下滑線，以定直側(cè)滑的方式下滑，控制機頭方向?qū)逝艿馈?/p>

拉平段接地段為飛機從17 m到滾轉(zhuǎn)改平高度1.5 m，主要使飛機的下降速度逐漸減小，橫側(cè)向的控制方式與下滑2段相同，節(jié)風(fēng)門最小限幅為3%。該型無人機觸地瞬間的理想的觸地飛機姿態(tài)為：零滾轉(zhuǎn)角、零偏航角（相對跑道中心線）、俯仰角4°～6°、下沉率0～0.5 m/s。

根據(jù)該型無人機的著陸性能要求，結(jié)合上述著艦軌跡設(shè)計方法，可以得到軌跡：

通過建立無人機的運動學(xué)模型，結(jié)合設(shè)計的參考軌跡和控制律，就可建立基于Matlab/Simulink的無人機自主著陸仿真系統(tǒng)[14-18]，得到如圖6～9所示的仿真圖。由仿真圖可知，無人機在飛行控制邏輯和控制律的控制下，可以跟蹤設(shè)計的自主著陸軌跡線，無人機下降到1.5 m時，無人機速度減小到著陸速度20 m/s，升降速度0.4 m/s，俯仰角6°，各項指標(biāo)滿足著陸性能要求。

5 結(jié)論

本文通過無人機自主著陸過程的技術(shù)圖像，分析下滑階段的軌跡特點和控制邏輯，通過分別設(shè)計下滑段和拉平飄落段的參考軌跡，使其能夠滿足無人機安全著陸的指標(biāo)和要求。通過不同著陸階段的控制邏輯，設(shè)計無人機橫向和縱向的控制律，確保無人機按照參考軌跡著陸。最后，通過建立無人機自主著陸仿真系統(tǒng)，結(jié)合某型無人機的著陸性能指標(biāo)，仿真驗證了所設(shè)計的縱向軌跡和控制系統(tǒng)的有效性。

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Design and Simulation of UAV Autonomous Landing Control System Based on Reference Trace

ZHU Feixiang,GAO Yong,MENG Hao
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

According to the problem that the single reference trajectory line of longitude autonomous landing cannot meet the requirements of UAV with different landing speed and flight performance requirement,when the UAV auto-landing with different load.Based on the different flight performance and landing performance requirements of UAVs,the longitudinal landing trajectory and the control logic of landing process were designed,and the simulation model of the UAV’s autonomous landing process was established based on Matlab/Simulink.Landing trajectory and control law met the landing performance requirements.

UAV;autonomous landing;trajectory design

V279；V249.122+5

A

1673-1522（2017）05-0463-06

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.009

2017-02-16；

2017-07-22

“泰山學(xué)者”建設(shè)工程專項基金資助項目

朱飛翔（1985-），男，講師，博士。