楊君剛,王程遠(yuǎn),賈 茹

(1.國(guó)防科技大學(xué)信息通信學(xué)院,陜西 西安 710106;2.69012部隊(duì),甘肅 蘭州 730058)

近年來,得益于MEMS(Micro-Electro-Mechanical System,微機(jī)電系統(tǒng))技術(shù)的迅猛發(fā)展,GPS、陀螺儀、加速度計(jì)等設(shè)備得以不斷完善,使得無人機(jī)系統(tǒng)可靠性、穩(wěn)定性、安全性等得到了大幅度提高,飛行控制、位置獲取、圖像處理等核心技術(shù)也有了長(zhǎng)足進(jìn)步,其應(yīng)用越來越廣泛[1]．并且,由于多旋翼無人機(jī)具備空中懸停、側(cè)飛、倒飛等飛行能力[2],相對(duì)于固定翼無人機(jī),多旋翼無人機(jī)在低空空域中具有更好的穩(wěn)定性,使其在空中航拍、末端物流配送、戰(zhàn)場(chǎng)偵察等方面有著無可比擬的優(yōu)越性．

多旋翼無人機(jī)通過低空飛行,可以避免多余的爬升,進(jìn)而將節(jié)省的能量用于彌補(bǔ)續(xù)航及載重能力短板,同時(shí)在作戰(zhàn)中可以有效避開敵防空雷達(dá)探測(cè),達(dá)到快速隱蔽突防目的[3]．但是低空飛行對(duì)無人機(jī)的性能及地面遮擋物高程估算方面要求較高．目前,多旋翼無人機(jī)的飛行航跡規(guī)劃,普遍都是基于衛(wèi)星二維地圖或抽象地形圖基礎(chǔ)上進(jìn)行平面設(shè)計(jì),如龔清萍、許宇提出的利用蘭勃特等角投影變化方法進(jìn)行二維地圖航跡規(guī)劃[4];楊文平、李儼提出的根據(jù)威脅源抽象模型航跡規(guī)劃方法[5];劉莉等提出的基于稀疏A*算法在水平面進(jìn)行二維局部航跡規(guī)劃方法[6];申舟等提出的基于遺傳算法的戰(zhàn)場(chǎng)航跡規(guī)劃方法[7]等等．受制于二維地圖特性及分辨率限制,無法精準(zhǔn)獲取地形起伏及地物變化數(shù)據(jù),使得其規(guī)劃出的飛行航線較為粗糙,無法滿足在樓宇密集、地貌復(fù)雜區(qū)域低空飛行的需求．

本文在現(xiàn)有航空測(cè)繪及無人機(jī)飛行控制等技術(shù)研究的基礎(chǔ)上,為提高多旋翼無人機(jī)在低空飛行時(shí)的效率及安全性,首先利用實(shí)裝飛行的試驗(yàn)數(shù)據(jù),對(duì)多旋翼無人機(jī)在低空飛行各階段的受力狀態(tài)進(jìn)行細(xì)致分析,討論低空飛行不同時(shí)段的飛行姿態(tài)特點(diǎn)及異常狀態(tài)原因,得到相對(duì)平穩(wěn)可靠的飛行方式,然后利用WGS-84坐標(biāo)系將傾斜攝影技術(shù)生成的三維數(shù)字高程模型(簡(jiǎn)稱DEM模型)與無人機(jī)飛行參數(shù)信息進(jìn)行關(guān)聯(lián),將無人機(jī)航跡在DEM模型中疊加展示,直觀呈現(xiàn)航線部署及遮擋情況,在對(duì)航線進(jìn)行優(yōu)化后將航線數(shù)據(jù)導(dǎo)入無人機(jī)控制平臺(tái)中進(jìn)行飛行控制．

1 多旋翼無人機(jī)受力狀態(tài)分析

多旋翼無人機(jī)因?yàn)椴蛔儤嗪蜎]有減速機(jī)構(gòu)，想要實(shí)現(xiàn)在起飛、爬升、巡航、懸停和降落等各個(gè)階段均保持最佳穩(wěn)定狀態(tài)是不現(xiàn)實(shí)的[8].由于受到力學(xué)理論，特別是流體力學(xué)理論的限制，實(shí)飛數(shù)據(jù)的獲得和分析是發(fā)現(xiàn)不同情形下飛行姿態(tài)特點(diǎn)及影響因素的最主要途徑.本文中的數(shù)據(jù)來源于無人機(jī)飛行控制器黑匣子實(shí)時(shí)記錄存儲(chǔ)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，ACC為飛機(jī)機(jī)架震動(dòng)的加速度數(shù)值，ALT為飛行高度.試驗(yàn)所使用無人機(jī)為自組的四旋翼無人機(jī)，其軸距為450 mm，使用Pixhawk飛行控制器及NEO-M8N衛(wèi)星模塊,動(dòng)力系統(tǒng)采用颶風(fēng)U2216 KV900電機(jī)及1147定槳距螺旋槳，4S30C 5200mah鋰電池，測(cè)試地區(qū)海拔650 m，測(cè)試當(dāng)天氣溫32 ℃，風(fēng)力3級(jí).

1.1 上升過程中的狀態(tài)分析

多旋翼無人機(jī)在垂直上升過程中，由于垂直方向受力與螺旋槳擠壓空氣流向相同，且擠壓后空氣速度遠(yuǎn)大于垂直方向風(fēng)速，飛行狀態(tài)穩(wěn)定.如圖1所示，80 s到93 s區(qū)間為飛機(jī)爬升階段，在該階段中ACC值:MAX=0.868，MIN=-1.082，極差=1.95，方差=0.108，可得在該狀態(tài)飛機(jī)震動(dòng)穩(wěn)定，機(jī)體狀態(tài)良好.

圖1 3.38 m/s下降速度機(jī)體震動(dòng)分布Fig.1 3.38 m/s descent velocity body vibration distribution

1.2 快速下降過程的狀態(tài)分析

如圖1所示，在93 s到107 s，飛機(jī)從47.32 m快速下降至7.1 m，平均下降速度為3.38 m/s，此階段ACC值:MAX=2.548，MIN=-3.144，極差=5.693，方差=0.389，機(jī)體出現(xiàn)瞬時(shí)高強(qiáng)度震動(dòng)，在108 s后開始減速，震動(dòng)減弱，姿態(tài)恢復(fù).這是由于機(jī)體在垂直下降或者小角度快速下滑過程中，劇烈的相對(duì)運(yùn)動(dòng)使得機(jī)體下方氣流向上快速運(yùn)動(dòng)，并使槳尖渦螺旋線堆積在槳盤下方，形成渦環(huán).隨著旋翼的不斷旋轉(zhuǎn)，渦環(huán)也逐漸累積強(qiáng)度，直到狀態(tài)被破壞后使得機(jī)體進(jìn)入大幅度震動(dòng)狀態(tài)，進(jìn)入渦流狀態(tài)，若不及時(shí)脫離渦流，甚至?xí)霈F(xiàn)"功率沉陷"(即盡管用了全部的功率，飛機(jī)仍然保持下降)，使得飛機(jī)失去控制造成事故[9].

1.3 低速下降過程的狀態(tài)分析

圖2給出無人機(jī)以0.5 m/s速度下降并采用一定下滑角時(shí)飛行高度與機(jī)體震動(dòng)之間的關(guān)系，在310 s之后的下降階段，ACC值:MAX=1.793，MIN=-1.961，極差=3.756，方差=0.209，飛機(jī)姿態(tài)無異常波動(dòng)，飛行較為平穩(wěn)，由此可知，當(dāng)MRA采用低速及小下滑角方式下降時(shí)，可有效降低機(jī)體異常震動(dòng).

1.4 近地懸停及飛行時(shí)的狀態(tài)分析

當(dāng)MRA高度貼近地面時(shí)(高度小于5倍旋翼直徑[10])，由于地面的干擾使得氣流在旋翼下方整個(gè)機(jī)體的上下壓力差增大，升力增加，導(dǎo)致飛機(jī)姿態(tài)出現(xiàn)波動(dòng)，穩(wěn)定性下降，地面效應(yīng)開始浮現(xiàn).同時(shí)，由于多旋翼多槳盤特點(diǎn)，其在接近地面懸停時(shí)，飛行控制器主板氣壓計(jì)會(huì)因周圍氣流速度變化而產(chǎn)生壓力誤差，導(dǎo)致參數(shù)異常，使飛機(jī)出現(xiàn)高度不穩(wěn)定的異常狀態(tài)，這對(duì)于軸距與載重較大的MRA尤為危險(xiǎn).如圖3所示.

圖2 0.5 m/s下降速度機(jī)體震動(dòng)分布Fig.2 0.5 m/s descent velocity body vibration distribution

圖3 多旋翼低空懸停機(jī)架震動(dòng)分布Fig.3 MRA low altitude hover and vibration distribution

旋翼機(jī)在近地定高懸停時(shí)，氣壓計(jì)ALT數(shù)據(jù)出現(xiàn)數(shù)值異常，記錄高度從1 m到3.5 m之間波動(dòng).同時(shí)，飛控在異常氣壓計(jì)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，為保持飛機(jī)懸停姿態(tài)，需要不斷對(duì)變化值進(jìn)行響應(yīng)，調(diào)整各動(dòng)力軸電機(jī)輸出功率，頻繁的姿態(tài)調(diào)整使得機(jī)體震動(dòng)大幅增加，此狀態(tài)ACC值:MAX=10.95，MIN=-8.51，極差=19.46，方差=5.99，在203.2 s到203.3 s間，ACC值從9.12直接跳至-5.41，跨度接近18，機(jī)體處于極度不穩(wěn)定狀態(tài).

2 多旋翼無人機(jī)飛行航跡設(shè)計(jì)

由MAR姿態(tài)分析可知,無人機(jī)在上升和高空水平飛行時(shí)ACC值波動(dòng)小,飛行姿態(tài)穩(wěn)定,但在快速垂直下降及貼地面飛行時(shí),ACC值波動(dòng)大,飛機(jī)震動(dòng)幅度大幅增加,影響飛行安全.因此,在多旋翼無人機(jī)飛行過程中要盡量避免快速垂直下降及貼地飛行,可采用類似固定翼飛機(jī)以一定下滑角的下降航線飛行．由此,可得出MAR安全且有效的航線規(guī)劃方法為:飛機(jī)上升時(shí)按照一定角度做斜向上爬升,下降過程中按照下滑角做斜向下飛行,在抵達(dá)目的地時(shí)近地面懸停進(jìn)行物資投送或探查巡檢等任務(wù),而后原路返回．如圖4所示,A點(diǎn)為投送起始點(diǎn),飛行任務(wù)開始后飛機(jī)迅速垂直向上并在B點(diǎn)處懸停,B點(diǎn)高度約為1.5～2 m,此高度既可以確保飛機(jī)擺脫地面效應(yīng)干擾,同時(shí)可方便地面人員檢查飛機(jī)狀態(tài),檢查完成后飛機(jī)爬升至C點(diǎn),C點(diǎn)為航線最高點(diǎn),之后爬升狀態(tài)結(jié)束,飛行器轉(zhuǎn)為平飛,待進(jìn)入下降航線后降至D點(diǎn),D點(diǎn)為目標(biāo)送達(dá)區(qū)域E點(diǎn)正上方5倍旋翼直徑高度(5R),在該高度飛機(jī)完成空投或探查任務(wù)后原路返回．

圖4 邏輯航線示意Fig.4 MRA logic route diagram map

3 驗(yàn)證試驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)以某地為假想任務(wù)地域，通過利用傾斜攝影生成DEM模型，在Mission Planner地面站中規(guī)劃無人機(jī)飛行航跡，而后將規(guī)劃后的航跡在DEM模型中疊加呈現(xiàn)，并最終發(fā)送給無人機(jī)按照該航跡進(jìn)行驗(yàn)證飛行.

第一步：傾斜攝影建模.

傾斜攝影建模圖像采集使用大疆創(chuàng)新公司生產(chǎn)的精靈3無人機(jī)，搭載配套的影像傳感器(1/2.3英寸CMOS，鏡頭FOV94° 20 mm f/2.8)，在50 m高度分別設(shè)置云臺(tái)角度為0°、+40°、-40°，航向重疊率80%，旁向重疊率70%，拍照間距4 s.圖像采集完成后導(dǎo)入ContextCapture軟件進(jìn)行處理建模，并將生成模型導(dǎo)出至谷歌地球中作為地形基礎(chǔ)數(shù)據(jù).

第二步：規(guī)劃航跡信息.

利用Mission Planner(簡(jiǎn)稱MP)地面站進(jìn)行航跡初規(guī)劃，任務(wù)共設(shè)置13個(gè)航跡點(diǎn)，其中1號(hào)為起飛點(diǎn)，13號(hào)點(diǎn)為返航降落點(diǎn)，8號(hào)航點(diǎn)為任務(wù)目的地航點(diǎn).規(guī)劃中2—4號(hào)航跡遮擋建筑采用變高規(guī)避方式，對(duì)4—8號(hào)航跡遮擋建筑采用繞飛方式，對(duì)9—10號(hào)航跡遮擋建筑采用定高飛躍方式進(jìn)行，相應(yīng)航點(diǎn)高程參數(shù)由DEM數(shù)據(jù)獲取，冗余量為5 m.

第三步：航跡信息判定.

將MP地面站中規(guī)劃好的航跡以KMZ格式導(dǎo)入DEM文件進(jìn)行疊加展示，直觀查看航跡匹配情況，對(duì)存在問題點(diǎn)進(jìn)行記錄，并在MP地面站中進(jìn)行相應(yīng)修改，修改后發(fā)送至無人機(jī)端執(zhí)行飛行任務(wù).

此次任務(wù)傾斜攝影建模階段共飛行4架次，采集圖片2 214張，導(dǎo)入程序處理后可用2 198張，生成模型精度小于0.3 m.無人機(jī)航點(diǎn)自動(dòng)飛行途徑13個(gè)航點(diǎn)，進(jìn)行5次高度變化，最大爬升角33°，最大下降角47.7°，最大下降速度2 m/s，最大飛行速度8 m/s，平均飛行速度4.2 m/s，飛行距離1 199.7 m，如圖5所示，在300 s附近出現(xiàn)的大幅震動(dòng)為飛機(jī)落地沖擊，飛行過程中(0～290s)ACC值：MAX=1.066，MIN=-1.361，極差=2.428，方差=0.116.

圖5 自動(dòng)飛行機(jī)體震動(dòng)分布Fig.5 Body vibration distribution in automatic mode

圖6為全階段飛機(jī)電池電壓數(shù)據(jù)圖，由圖可知在無人機(jī)起飛、爬升、降落全過程中，動(dòng)力輸出無異常波動(dòng)，整體飛行機(jī)體震動(dòng)較小、姿態(tài)可控、動(dòng)力輸出穩(wěn)定.

圖6 自動(dòng)飛行電池電壓數(shù)值Fig.6 Battery voltage value in automatic mode