段鵬，鄭金豪，呂健瑋

(南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京 211100)

0 引言

無人機是一種無人駕駛、可重復(fù)使用的航空器。飛行器通過飛行控制系統(tǒng)或依靠遙控指令進行自主飛行。隨著無人機控制技術(shù)的成熟、無人機運營成本降低與實際需求的增加，無人機在科學研究、軍事、民用等領(lǐng)域不斷發(fā)光發(fā)熱，無人機成為人們眼中未來前沿科技的代名詞之一。在緊張的國際形勢、緊密的戰(zhàn)略部署以及各方投資資本作用下，無人機的發(fā)展正在駛?cè)敫咚侔l(fā)展的快車道。

可重復(fù)使用的中大型無人機以輪式起降的固定翼無人機為主，該類無人機在無人機民用方面、軍事用途、科學研究中占據(jù)巨大的比例。該類無人機的技術(shù)推進是無人機發(fā)展的重要體現(xiàn)之一。

目前軍用機場建設(shè)位置較為固定，暫時能滿足各類飛行器的起降要求。隨著世界格局的快速變化，以輪式起降無人機為主的軍用無人機開始進行大批量部署。但隨著需求增加與具體應(yīng)用和軍事戰(zhàn)略部署將引發(fā)一系列實際應(yīng)用問題，如規(guī)劃部署中的機場跑道場地選址難的問題等。民用無人機在軍民融合政策的引領(lǐng)下發(fā)展勢頭逐漸壯大，各類通航飛機的無人機改造計劃正在如火如荼地進行。諸多具備優(yōu)良無人機特性潛力的機型正在改造進行中。各類資本企業(yè)為占領(lǐng)無人機未來市場，推動無人機的工業(yè)化進程也必須解決這一實際應(yīng)用問題。而無人機滑跑距離過長是該問題的根本原因，故需要縮短無人機的滑跑距離。

目前，輪式起降固定翼無人機在中大型無人機整體數(shù)量以及用途需求上占大多數(shù)。但由于機場建設(shè)較為固定且跑道選址較為特殊，隨著世界格局的影響以及無人機工業(yè)化進程的推進，迫切地需要短距起降。以推力矢量發(fā)動機進行的自主短距起降技術(shù)實際運用性較低，而現(xiàn)有的無人機氣動設(shè)計不足以支撐無人機著陸短距要求。故本文設(shè)計了一種基于襟翼直接力控制下的著陸控制策略，以取得低速著陸短距效果的同時保證較好的魯棒性。

本文以中大型常規(guī)氣動布局固定翼無人機為研究對象，首先分析了其在無襟翼構(gòu)型下著陸無法取得良好短距性能的問題；然后設(shè)計在連續(xù)襟翼下的著陸短距控制策略；最后經(jīng)仿真對比證明控制策略下能提升無人機的著陸精度以及短距性能。

1 問題描述與機理分析

1.1 自主著陸短距要求

無人機著陸飛行過程大致有以下五個階段：進場平飛段、軌跡捕獲段、陡下滑段、淺下滑段和地面滑跑段(圖1、表1)。各個階段均肩負著獨特的任務(wù)：進場平飛段時，切換著陸狀態(tài)下的氣動構(gòu)型、以定高平飛的形式調(diào)整無人機飛行狀態(tài)；軌跡捕獲段時，捕捉無人機著陸軌跡，引導(dǎo)無人機切換著陸下滑模態(tài)；陡下滑段時，無人機在下滑過程沿著預(yù)設(shè)的著陸下滑軌跡線下滑，接近預(yù)設(shè)著陸點；淺下滑段時，無人機在沿著軌跡線逐漸拉起姿態(tài)調(diào)整飛行狀態(tài)，直至安全接地；地面滑行段時，依靠阻力在地面上減速滑跑，直至停止著陸過程結(jié)束[1]。該階段決定了無人機自主飛行成敗。由于無人機間具有不同的特性，此外根據(jù)不同的應(yīng)用場景需要指定不同的著陸要求指標，往往無人機著陸控制策略具有豐富的多樣性。

圖1 無人機著陸過程示意圖

表1 著陸軌跡線參數(shù)列表

常規(guī)固定翼無人機的著陸短距要求主要有兩點：1)較低的著陸速度。常規(guī)固定翼無人機在淺下滑一般下沉率從-2m/s左右變化到-0.5m/s觸地且高度一般在10～20m，故淺下滑飛行時間大致可知。著陸距離與速度直接相關(guān)，減小著陸飛行速度對于短距而言極為重要。2)較高的著陸精度。無人機須在800m跑道上接地，且不能沖出跑道。由于無人機著陸的短距需求，需要無人機以較低的飛行速度接地，僅憑升降舵進行縱向軌跡控制會有發(fā)散的跡象，低速情況下不確定性干擾對空速的影響較大，從而會影響到無人機的著陸控制效果，故在觸地速度達到要求的同時需要保證無人機著陸的精度問題[2]。

1.2 問題描述與機理分析

a)傳統(tǒng)著陸縱向控制策略

傳統(tǒng)無人機控制結(jié)構(gòu)如圖2所示，無人機在陡下滑段采用PI結(jié)構(gòu)通過油門進行速度控制以保證速度精準閉環(huán)；升降舵以典型的阻尼內(nèi)回路作為控制內(nèi)回路，以PI結(jié)構(gòu)的高度控制作為控制外回路，以實現(xiàn)無靜差的高度控制。而在淺下滑段使用動態(tài)飛行法，使無人機在下滑的過程中逐步拉起姿態(tài)，利用無人機自身的阻力特性進行減速，進而以合適的俯仰角、飛行速度、下沉率接地，具體關(guān)鍵控制指令如表2所示?？刂平Y(jié)構(gòu)中去除圖2中的虛線部分，升降舵僅保留角回路以及高度的比例控制項，發(fā)動機處于維持開車狀態(tài)下的最小油門。

圖2 傳統(tǒng)著陸縱向控制策略結(jié)構(gòu)

表2 關(guān)鍵控制指令

b)傳統(tǒng)控制策略下的著陸仿真結(jié)果

傳統(tǒng)無人機淺下滑段在10～20m，對象無人機在15m淺下滑高度下著陸的指標如圖3所示。無人機的觸地速度為40m/s，而15m高度的飛行距離在900m以上，再加上滑跑距離無人機的整體著陸距離應(yīng)>1 200m。對象無人機雖然能夠進行正常著陸但是其不具備短距著陸能力，故需要進行減速處理以縮短無人機的著陸距離以及滑跑距離。

圖3 15 m淺下滑無人機觸地指標

仿真結(jié)果說明常規(guī)控制策略下無人機的減速能力弱，無法取得良好的短距著陸效果。故應(yīng)提高無人機的淺下滑高度，用于無人機的淺下滑減速。當無人機淺下滑高度提升至35m時，無人機能夠達到無人機的短距著陸要求。但此時對無人機進行不確定性參數(shù)測試后(表3)，陣風會導(dǎo)致無人機的觸地偏差較大，會間接地威脅無人機的著陸安全。仿真結(jié)果說明常規(guī)控制策略下無人機的減速能力弱，無法取得良好的短距著陸效果。

表3 不確定性測試飛行數(shù)據(jù)表

c)傳統(tǒng)控制策略的缺陷

1)陡下滑段速度大

無人機著陸時淺下滑段的初速度大，即陡下滑段的速度較大。在同質(zhì)量及氣動構(gòu)型下以相同飛行迎角進行飛行時，無人機下滑速度越小，所需縱向平衡狀態(tài)下的下滑軌跡傾角越小。為了使無人機在陡下滑段具備良好的速度控制能力，無人機的陡下滑階段需要具備一定的油門開度。對象無人機以較小的速度進行陡下滑段飛行，會使得其下滑油門較小(表4)，而對象無人機在小油門下的油門線性度較差且沒有速度控制的余度，無法進行良好的速度控制。為了保證無人機的著陸安全以及著陸精度，對象無人機在無襟翼氣動構(gòu)型之下，無法大幅度降低陡下滑段飛行速度進行下滑，這使得對象無人機在進入淺下滑段時的初速度較大[3]。

表4 相同軌跡傾角下滑配平數(shù)據(jù)表

2)淺下滑段減速能力弱

無人機減速能力有兩方面：一方面是減速時的加速度，另一方面是減速的距離。無人機在淺下滑段過程中油門開度不變即推力不變，重力分量近乎不變，此時無人機減速與阻力直接相關(guān)。由于對象無人機在小迎角下阻力系數(shù)偏小，故無人機需要進一步增大姿態(tài)。改變縱向受力增大迎角減小推力分量、增大重力分量，提高無人機的減速能力。對象無人機在無襟翼氣動構(gòu)型下的氣動特性存在一定的特殊性，即升阻比曲線的起點較大外，隨迎角增加升阻比曲線的增長曲線十分陡峭(圖4)。

升阻比起點大且升阻比曲線陡的特殊表現(xiàn)為：在相同迎角下，隨著迎角的增大，升力的增加遠超過阻力的增加。若無人機在拉起減速的過程中較為迅速，當動壓一定時，會引起無人機升力的急劇增加，而同時無人機阻力增大的幅度不大，導(dǎo)致無人機在淺下滑過程中快速拉起姿態(tài)十分容易拉飄。如圖5所示，無人機在淺下滑減速過程中為了避免拉飄必須經(jīng)歷一定時間的姿態(tài)軟化才能建立減速迎角，這又增加了無人機的飛行距離。而直接提高淺下滑高度后在不確定性影響下會威脅著陸安全(圖6)。

圖4 升阻比曲線

圖5 淺下滑初期迎角變化

圖6 35 m淺下滑著陸曲線

綜上所述，對象無人機在無襟翼構(gòu)型下，一方面淺下滑段減速過程中初速度大，另一方面減速效果極弱且相對比正常淺下滑高度數(shù)倍距離也不能獲得良好的減速效果以及較好的抗風能力，故對象無人機在無襟翼構(gòu)型下無法取得短距效果。

2 連續(xù)襟翼控制策略

2.1 控制方案機理

襟翼具備增升以及增阻效應(yīng)可用于短距起降[4]。由圖7可以看到，15°襟翼構(gòu)型升力提升了將近50%，而在升力“頂點”所在的30°襟翼構(gòu)型處升力提升了近1倍。在15°襟翼阻氣動構(gòu)型力系數(shù)就已經(jīng)提升了1倍，在30°襟翼構(gòu)型下提升了1.5倍。無人機有襟翼構(gòu)型與無襟翼構(gòu)型相比，一方面在相同的飛行迎角下無人機升力系數(shù)大幅度增加，在保持升力不變的情況下，通過無人機的切向與法向受力方程(式(1))可知，襟翼構(gòu)型下升力系數(shù)CL增大近1倍且阻力系數(shù)CD增大1倍以上，故可大幅度減小無人機的下滑速度[5]。

(1)

圖7 對象無人機升力/阻力特性曲線

另一方面無人機需要低速著陸以取得著陸的短距效果。然而在低速條件下僅憑升降舵無法抵御較大的陣風影響[6](圖8)，究其原因是陣風影響帶來的空速影響。這會導(dǎo)致升力缺失使無人機掉高，升降舵舵效降低，威脅無人機的著陸安全以及觸地精度。

圖8 陣風著陸性能影響

選擇連續(xù)襟翼控制策略的基準面后，使襟翼在連續(xù)作動的過程中不僅能增加升力還能減小升力。根據(jù)圖7在同一迎角下隨襟翼構(gòu)型的升力系數(shù)變化，該襟翼控制的基準面需要具備一定的升力以及可控的升力系數(shù)范圍。15°襟翼為各襟翼構(gòu)型升力曲線的中心線，可有效地利用直接升力進行軌跡控制。

2.2 控制策略設(shè)計

首先選擇了居于升力中心線的15°襟翼構(gòu)型，利用襟翼增升、增阻的特性改善升阻特性，大幅縮短陡下滑段速度，然后在淺下滑段采用連續(xù)襟翼以直接升力的方法抵抗無人機的陣風影響，增強軌跡控制能力。

因為陣風主要影響不具備速度控制的淺下滑段，故主要對無人機的淺下滑段控制策略進行改進。陣風首先影響的是無人機的空速，進而改變無人機的升力和影響無人機的軌跡。陣風干擾后無人機升力增加，飛行軌跡發(fā)生上凸時，下沉率變化較為明顯，可通過軌跡設(shè)計方法設(shè)計下沉率指令，故可選擇下沉率偏差作為襟翼控制的輸入量[7]。因下沉率是軌跡變化中相對于高度狀態(tài)量相位更為超前的狀態(tài)量，所以控制高度變化率更有利于進行軌跡的控制。本文采用PI控制結(jié)構(gòu)增強對下沉率控制的精度[8]。

升降舵需要設(shè)計與預(yù)設(shè)著陸點，確定軌跡制導(dǎo)方案，與襟翼形成協(xié)同的控制方案，故為了簡化控制律選用原控制策略，即高度制導(dǎo)方案，同時為了抵御襟翼作動帶來的抬頭力矩干擾加入襟翼補償量[8]，最終形成了以抵御陣風作用下襟翼下沉率的PI控制結(jié)構(gòu)(圖9)。升降舵以高度控制為外回路，俯仰角回路為內(nèi)回路的控制結(jié)構(gòu)。

圖9 連續(xù)襟翼控制策略結(jié)構(gòu)圖

淺下滑段控制律如下：

(2)

(3)

2.3 可行性分析

圖10(c)、圖10(d)中虛線代表連續(xù)襟翼控制策略，而實線代表原淺下滑控制策略。通過曲線可知無人機在陣風下襟翼能夠良好地控制下沉率變化，且在風干擾下連續(xù)襟翼可以降低速度的變化，且通過俯仰角指令進行拉起姿態(tài)時無人機速度的損耗較小，有助于升降舵的高度控制。

圖10 可行性分析相關(guān)曲線

3 仿真對比與分析

10m/s陣風下對比傳統(tǒng)控制策略與連續(xù)襟翼控制策略下的著陸仿真結(jié)果及分析，如圖11、表5所示。

圖11 加入陣風時仿真結(jié)果對比

表5 仿真結(jié)果分析表

4 結(jié)語

本文以一種常規(guī)固定翼無人機為研究對象，采用傳統(tǒng)控制策略對無人機自主著陸的短距問題進行了詳細分析。通過選擇合適的連續(xù)襟翼控制策略的基準構(gòu)型提高了無人機減速能力，并設(shè)計了連續(xù)襟翼控制策略以直接升力控制，提高了無人機在低速下的抗風能力以及軌跡控制能力，形成了以抵御陣風作用下襟翼下沉率的PI控制結(jié)構(gòu)；升降舵以高度控制為外回路，俯仰角回路為內(nèi)回路的控制結(jié)構(gòu)。

通過仿真試驗證明本文設(shè)計的控制策略的有效性，提高了無人機風干擾下的著陸精度以及短距性能。