CN109085849A - 一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法 - Google Patents
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法;舰载无人机在整个着陆过程中,首先进入高度导引段,通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹,进行轨迹粗调;在相对机场高度200m时进入二维导引段,通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪;在相对机场高度15m时进入末端导引段,通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。本发明实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡,实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线,保证了无人机定点着陆的精度。
Description
技术领域
本发明涉及航空飞行控制技术领域,具体是应用于舰载无人机定点着陆的自主控制方法。
背景技术
相比有人舰载机定点着陆,无人舰载机具有智能化程度高、安全可靠、不受环境因素限制、无人员伤亡等优势。
无人舰载机陆基定点着陆试验既保证了舰载无人机***的安全,又为舰载无人机在舰上拦阻着陆提供了技术储备和支撑。定点着陆不同于常规的着陆,常规着陆对着陆点精度要求不高,且着陆时控制无人机以较低的升降速度“飘落”着陆;而定点着陆对着陆点精度要求较高,整个着陆下滑过程无人机精确跟踪着陆下滑轨迹线,使无人机以固定姿态和升降速度实现“撞击式”着陆。
现有技术中存在如下问题:①舰载无人机从进场平飞段到着陆下滑段平稳过渡的问题;②舰载无人机精确跟踪着陆下滑线的问题;③舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线的问题。
发明内容
本发明的主要目的有:①解决舰载无人机从进场平飞段到着陆下滑段平稳过渡的问题;②解决舰载无人机精确跟踪着陆下滑线的问题;③解决舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线的问题。
为实现上述技术效果,本申请的技术方案如下:
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法;舰载无人机在整个着陆过程中,首先进入高度导引段,通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹,进行轨迹粗调;在相对机场高度200m时进入二维导引段,通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪;在相对机场高度15m时进入末端导引段,通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。
所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制空速,所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制地速跟踪前向距离,所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度,发动机控制地速跟踪前向距离,航向由协调转弯切换为纠偏控制;通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计,实现舰载无人机定点着陆。
所述高度导引段的控制方法,根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值,采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值,在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹,发动机采用油门空速闭环控制器,纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r),其中:滚转角速率p,俯仰角速率q,偏航角速率r;利用惯性导航***测得三轴姿态信息 (φ,θ,ψ),其中:滚转角φ,俯仰角θ,偏航角ψ;
高度导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(1)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(2)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(3)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(2)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θg),跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
高度导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(4)式中控制参数为指示空速比例系数,控制参数为指示空速积分系数;
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”。
高度导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(5)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(6)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(7)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(5)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
高度导引段航向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(8)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr) 至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述二维导引段的控制方法,采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹,发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
二维导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(9)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(10)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(11)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(10)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值 (θg),跟踪(9)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
二维导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律设计思路如下:
(12)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(13) 式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(13)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(12)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
二维导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(14)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(15)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(16)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(14)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa) 至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
二维导引段航向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(17)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr) 至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述末端导引段的控制方法,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向,发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向采用升降速度保持控制器,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
末端导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(18)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(19)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数;
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值 (θg),跟踪(18)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“升降速度控制”。
末端导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律设计思路如下:
(20)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(21) 式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(21)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(20)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
末端导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(22)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(23)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(24)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(22)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa) 至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
末端导引段航向控制律为:
ΔY=Y-Yg,Δψ=ψ-ψg; (26)式
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(25)式中控制参数为侧偏距比例系数,控制参数为侧偏距积分系数,控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数为偏航角比例系数,控制参数为偏航角速率比例系数,控制参数为方向舵比例增益;
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg),分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ),跟踪(25)中侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r),输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
本发明的优点在于:
1、实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡。
2、实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。
3、实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线,保证了无人机定点着陆的精度。
附图说明
图1,本发明的高度导引段纵向控制律结构示意图。
图2,本发明的高度导引段发动机通道控制律结构示意图。
图3,本发明的高度导引段横向控制律结构示意图。
图4,本发明的高度导引段航向控制律结构示意图。
图5,本发明的二维导引段纵向控制律结构示意图。
图6,本发明的二维导引段发动机通道控制律结构示意图。
图7,本发明的二维导引段横向控制律结构示意图。
图8,本发明的二维导引段航向控制律结构示意图。
图9,本发明的末端导引段纵向控制律结构示意图。
图10,本发明的末端导引段发动机通道控制律结构示意图。
图11,本发明的末端导引段横向控制律结构示意图。
图12,本发明的末端导引段航向控制律结构示意图。
具体实施方式
一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法;舰载无人机在整个着陆过程中,首先进入高度导引段,通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹,进行轨迹粗调;在相对机场高度200m时进入二维导引段,通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪;在相对机场高度15m时进入末端导引段,通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。
所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制空速,所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制地速跟踪前向距离,所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度,发动机控制地速跟踪前向距离,航向由协调转弯切换为纠偏控制;通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计,实现舰载无人机定点着陆。
所述高度导引段的控制方法,根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值,采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值,在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹,发动机采用油门空速闭环控制器,纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r),其中:滚转角速率p,俯仰角速率q,偏航角速率r;利用惯性导航***测得三轴姿态信息 (φ,θ,ψ),其中:滚转角φ,俯仰角θ,偏航角ψ;
高度导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(1)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(2)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(3)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(2)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θg),跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
高度导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(4)式中控制参数为指示空速比例系数,控制参数为指示空速积分系数;
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”。
高度导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(5)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(6)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(7)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(5)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
高度导引段航向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(8)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr) 至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述二维导引段的控制方法,采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹,发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向高度‐升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
二维导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(9)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(10)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(11)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(10)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值 (θg),跟踪(9)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”。
二维导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律设计思路如下:
(12)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(13) 式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(13)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(12)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
二维导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(14)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(15)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(16)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(14)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa) 至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
二维导引段航向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(17)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr) 至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
所述末端导引段的控制方法,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向,发动机采用地速‐指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向采用升降速度保持控制器,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
末端导引段纵向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律设计思路如下:
(18)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(19)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数;
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值 (θg),跟踪(18)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“升降速度控制”。
末端导引段发动机通道控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律设计思路如下:
(20)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(21) 式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(21)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(20)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”。
末端导引段横向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律设计思路如下:
(22)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(23)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(24)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(22)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa) 至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
末端导引段航向控制律为:
ΔY=Y-Yg,Δψ=ψ-ψg; (26)式
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(25)式中控制参数为侧偏距比例系数,控制参数为侧偏距积分系数,控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数为偏航角比例系数,控制参数为偏航角速率比例系数,控制参数为方向舵比例增益;
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg),分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ),跟踪(25)中侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r),输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
本方法实现了舰载无人机从进场平飞段到下滑的平稳过渡。实现了舰载无人机下滑过程中对下滑轨迹线的精确跟踪。实现了舰载无人机着陆时机头对准跑道中心线,保证了无人机定点着陆的精度。
Claims (8)
1.一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:包括高度导引段的控制方法、二维导引段的控制方法和末端导引段的控制方法;舰载无人机在整个着陆过程中,首先进入高度导引段,通过高度导引段的控制方法跟踪下滑轨迹,进行轨迹粗调;在相对机场高度200m时进入二维导引段,通过二维导引段的控制方法实现对轨迹的精确跟踪;在相对机场高度15m时进入末端导引段,通过末端导引段的控制方法实现无人机着陆时机头对准跑道中心线。
2.根据权利要求1所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:所述高度导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制空速,所述二维导引段的控制方法纵向跟踪高度轨迹,发动机控制地速跟踪前向距离,所述末端导引段的控制方法纵向控制升降速度,发动机控制地速跟踪前向距离,航向由协调转弯切换为纠偏控制;通过分别对高度导引段、二维导引段和末端导引段的纵向、横向、航向以及发动机通道进行控制律设计,实现舰载无人机定点着陆。
3.根据权利要求2所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:所述高度导引段的控制方法,根据舰载无人机的质量设置相应的下滑指示空速目标值,采用前向距离差插值得到高度的跟踪目标值,在高度导引段控制舰载无人机跟踪高度轨迹,发动机采用油门空速闭环控制器,纵向高度-升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
4.根据权利要求3所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r),其中:滚转角速率p,俯仰角速率q,偏航角速率r;利用惯性导航***测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ),其中:滚转角φ,俯仰角θ,偏航角ψ;
高度导引段纵向控制律为:
实现舰载无人机高度导引段纵向姿态控制的控制律如下:
(1)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(2)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(3)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(3)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(2)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θg),跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”;
高度导引段发动机通道控制律为:
实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制律如下:
(4)式中控制参数为指示空速比例系数,控制参数为指示空速积分系数;
控制器跟踪(4)式中指示空速给定目标值结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“指示空速控制”;
高度导引段横向控制律为:
实现舰载无人机高度导引段横向姿态控制的控制规律如下:
(5)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(6)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(7)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(7)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(6)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(5)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”;
高度导引段航向控制律为:
实现舰载无人机高度导引段航向态控制的控制律如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(8)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
5.根据权利要求1所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:所述二维导引段的控制方法,采用前向距离插值得到高度的跟踪目标值,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在二维导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹,发动机采用地速-指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向高度-升降速度控制模态控制舰载无人机跟踪高度轨迹,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道为协调转弯。
6.根据权利要求5所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:二维导引段纵向控制律为:
实现舰载无人机二维导引段纵向姿态控制的控制律如下:
(9)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(10)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数,(11)式中控制参数为高度比例系数;
控制器跟踪(11)式中高度给定目标值(Hg),解算出升降速度给定目标值跟踪(10)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θg),跟踪(9)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“高度轨迹跟踪”;
二维导引段发动机通道控制律为:
实现舰载无人机二维导引段发动机通道的控制律如下:
(12)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(13)式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(13)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(12)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”;
二维导引段横向控制律为:
实现舰载无人机二维导引段横向姿态控制的控制律如下:
(14)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(15)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(16)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(16)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(15)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(14)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”;
二维导引段航向控制律为:
根据舰载无人机本体特性,控制律设计中,实现舰载无人机二维导引段航向态控制的控制律设计思路如下:
(8)式中控制参数为滚转角阻尼系数,控制参数为滚转角速率阻尼系数;
控制器根据(17)式中滚转角(φ)和偏航角速率(R),输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“协调转弯”。
7.根据权利要求1所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:所述末端导引段的控制方法,采用高度插值得到前向距离的跟踪目标值,在末端导引段控制舰载无人机精确跟踪下滑轨迹的同时调整航向,发动机采用地速-指示空速控制器控制舰载无人机跟踪前向距离,纵向采用升降速度保持控制器,横向副翼通道控制为直线航迹跟踪,方向舵通道由协调转弯切换到纠偏控制器。
8.根据权利要求7所述的一种舰载无人机定点着陆的自主控制方法,其特征在于:末端导引段纵向控制律为:
实现舰载无人机末端导引段纵向姿态控制的控制律如下:
(18)式中控制参数为俯仰角速率阻尼系数,控制参数为俯仰角阻尼系数,控制参数为俯仰角比例系数,(19)式中控制参数为升降速度比例系数,控制参数为升降速度积分系数;
控制器跟踪(19)式中升降速度给定目标值解算出俯仰角给定目标值(θg),跟踪(18)式中俯仰角给定目标值(θg),输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构,从而控制升降舵舵面,实现舰载无人机纵向“升降速度控制”;
末端导引段发动机通道控制律为:
实现舰载无人机末端导引段发动机通道的控制律如下:
(20)式中控制参数为前向加速度比例系数,控制参数为指示空速比例系数,控制参数为地速比例系数,控制参数为地速积分系数,(21)式中控制参数为前向距离比例系数;
控制器跟踪(21)式中前向距离差(ΔX)和前向速度基准值解算出地速给定值跟踪(20)式中地速给定目标值引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳,结合发动机配平油门输出发动机控制信号(δp)至发动机通道,从而控制发动机实现舰载无人机的“前向轨迹跟踪”;
末端导引段横向控制律为:
实现舰载无人机末端导引段横向姿态控制的控制律如下:
(22)式中控制参数为滚转角速率阻尼系数,控制参数为滚转角比例系数,(23)式中控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数侧偏移速度积分系数,控制参数为预订航迹角比例系数,(24)式中控制参数为侧偏距比例系数,Y为侧偏距,ψk为航迹角;
控制器跟踪(24)侧偏距给定目标值(Yg),解算出侧偏移速度的给定值跟踪(23)中侧偏移速度给定目标值和预定航线航迹角给定目标值(ψkg),解算出滚转角给定目标值(φg),跟踪(22)中滚转给定目标值(φg),输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构,从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”;
末端导引段航向控制律为:
ΔY=Y-Yg,Δψ=ψ-ψg; (26)式
实现舰载无人机末端导引段航向态控制的控制律如下:
(25)式中控制参数为侧偏距比例系数,控制参数为侧偏距积分系数,控制参数为侧偏移速度比例系数,控制参数为偏航角比例系数,控制参数为偏航角速率比例系数,控制参数为方向舵比例增益;
控制器跟踪(26)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg),分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ),跟踪(25)中侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r),输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构,从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
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