无人机纵向着舰下滑轨迹控制技术研究

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(1.西北工业大学自动化学院, 陕西 西安 710072；2.空军试飞局, 陕西 西安 710089)

0 引言

随着无人机用途的不断扩展，无人机已经作为有效的载体在各行各业发挥着越来越大的作用，有大量无人机进行海上巡逻作业；但是，在海上作业带来方便的同时，也带来了新的问题——无人机的安全起飞和降落，其中以着舰过程影响因素最多、危险性最强、事故率最高[1-3]。无人机的着舰过程采用全自动着舰，着舰系统计算出精确的引导指令，并将指令信息耦合至自动飞行控制系统。自动飞行控制系统根据输入指令和环境变化不断调整无人机的姿态和航迹，确保无人机跟踪理想下滑轨迹着舰。无人机要通过自动着舰控制系统准确地降落在航空母舰甲板的阻拦区域内，必须对下滑轨迹进行精确控制。Denison[4]等人在不同的环境下对实际舰载机着舰进行了试飞实验；Jovan[5]等人提出了一种新的无人机自动着舰系统；James[6]引入了直接力控制进行着舰导引；岳柳明[7]应用三种方式对F/A-18A飞机设计了自动着舰控制器。总结上述研究成果，为了有效抑制气流干扰以及提高着舰导引动态跟踪精度，在自动着舰系统的基础上，大都采用动力补偿系统和直接力控制系统。直接力控制可以改善飞机的性能和操纵品质，可以在着舰过程中不降低飞行速度的情况下精确控制无人机的着舰下滑轨迹。

1 问题提出

1.1 飞机模型

根据无人机的特点以及着舰环境模型，可将受扰情况下无人机纵向着舰系统模型表示成如下形式：

(1)

x=[v,α,q,θ]T为可观测的舰载机的状态量；B,C为已系统的输入、输出矩阵；A∈R4×4为舰载机系统矩阵；w∈R是未知输入增益；θ(t)∈R2×4为未知时变参数向量；δ(t)∈R2×1是时变干扰；y(t)∈R为系统输出；u=[δe,δT]为控制信号。

根据对推力矢量偏角的定义，任意一个发动机推力δT，在机体坐标系中3个轴向的分量可以用如下的方式表示：

(2)

i=l，r，分别表示左、右发动机；Ti表示矢量喷管未偏转时发动机的净推力；Cfgi表示发动机的推力系数。

通过将推力进行三轴分解形成推力矢量，应用推力矢量和常规操纵面完成直接力操纵面的组合。

1.2 直接力控制

直接力控制是指飞机通过操纵控制面直接产生按照愿望改变轨迹的力，它是飞机操纵方法的扩展。直接力控制则是直接地只对作用于飞机的力产生影响，因此可以消除力和力矩的耦合。这样消除了轨迹运动和姿态运动的耦合，因此减小了从操纵到轨迹改变的时间滞后。直接升力控制是为了控制飞机在纵向平面内的运动，为了控制在预定的飞行轨迹上的高度偏差而采用的一种主动控制技术，在保证在较高控制精度下快速完成轨迹控制。飞机纵向直接升力模态变化轨迹如图1所示，由迎角产生的升力保持不变，促使航迹变化所需要的升力增量完全由操纵面组合所产生的直接升力来提供，因此称为直接升力模态，这种模式特别适合于在特殊情况下对飞行轨迹的精确控制。

图1 保持迎角不变的直接升力模态

2 基于直接力的下滑轨迹控制

2.1 下滑轨迹设计

对于无人机纵向着舰下滑轨迹的控制问题，下滑轨迹的结构设计与控制变量的选择非常重要，考虑到无人机的结构特点，结合舰载机着舰过程中直接力下滑模态的特点与相关要求，设计下滑轨迹下滑结构如图2所示。

图2 直接力自主着舰下滑轨迹形式

2.2 下滑控制律设计

针对于航迹控制，纵向自动着舰制导律采用常规的PIDD(比例、积分、微分、二次微分)的形式，此时自动驾驶仪所获得的指令为：

(3)

图3 直接升力控制律结构框图

3 仿真分析

为了验证直接升力下滑模态的控制效果，设定无人机初始高度为H0=300 m，速度为v=50 m/s，航母甲板高度为Hcarrier=50 m，将上述条件带入进行仿真，直接升力下的状态响应如图4和图5所示。

图4 迎角响应曲线

图5 姿态角响应曲线

4 结束语

结合舰载机着舰过程中直接力下滑模态的特点和要求，详细设计无人机着舰下滑轨迹控制算法，应用纵向直接力模态进行着舰轨迹控制仿真设计，保持舰载机在着舰过程中由迎角产生的升力不变，而直接由操纵面的组合来形成直接升力，从而使得在保持迎角不变的情况下保证航迹的精确控制，为舰载机着舰或者复飞提供了基本条件。仿真结果表明，设计的方法能够快速跟踪着舰航迹，满足舰载机着舰的设计要求。直接力技术的应用大大提高了无人机着舰能力和着舰轨迹精度，对提高舰载机自动着舰控制系统性能具有理论研究意义和工程实用价值。本文的研究为使用直接力技术的着舰轨迹控制提供了技术参考。在后续舰载机着舰的研究中应该考虑各种海况和舰载机运动对着舰控制的影响，从而尽可能模拟实际的着舰系统要求，进行进更加详细的仿真分析，使得应用直接力方法进行舰载机着舰控制尽快实现。