CN110096070B - 一种单边挂弹着陆的横向控制方法 - Google Patents

一种单边挂弹着陆的横向控制方法 Download PDF

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CN110096070B CN201910411088.9A CN201910411088A CN110096070B CN 110096070 B CN110096070 B CN 110096070B CN 201910411088 A CN201910411088 A CN 201910411088A CN 110096070 B CN110096070 B CN 110096070B
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Abstract

本发明涉及航空飞行领域，具体是一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其包括如下步骤：步骤一，在转入航向对准段之前取出(φg)计算公式中的积分值，并将其转入航向对准段中的
Figure DDA0002062830410000011
计算公式中，且不触发(φg)的限幅；步骤二，反馈的滚转角取切入时刻连续多拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure DDA0002062830410000012
积分值也取切入时刻连续多拍的平均值；步骤三，将单边挂弹控制策略从航向对准段延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段，并在直线下滑段设置切入时刻为相对高度150m的限制条件。本申请突破了滚转角给定限制值的限制，增加了横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure DDA0002062830410000013
使得无人机不受滚转角给定限制值影响，使原滚转角给定限制值仍能够发挥原有的作用。

Description

一种单边挂弹着陆的横向控制方法
技术领域
本发明涉及航空飞行控制技术领域，更具体地说，本发明涉及应用于无人机由于单边挂弹着陆、单边挂荷载、机身配重不均匀等引起无人机横向不对称的单边挂弹着陆的横向控制方法。
背景技术
一般的，无人机在作战时，会提前计算好当前需要的导弹后，进行升空作战。但是难免会遇到目标打击完毕后，仍剩余若干枚导弹挂在机体上。普通无人机为了保证无人机在轨迹拉平段和航向对准段的横侧向稳定性，会在滚转角给定值上增加限幅，特别是航向对准段，限幅一般会在2°～3°之间。无人机单边挂弹着陆时，由于无人机单边不对称，滚转角给定值会与不对称性成比例的向大值进伸。在不对称性较大时，需要的滚转角给定值大于其限幅时，无人机将难以维持横侧向的稳定性，着陆安全性难以保证。
本控制器基于最小改动原则，相对于普通无人机着陆方法，增加了控制器的控制余度，增加了着陆安全性，提高了无人机打击平台的经济性，提升了无人机打击平台的市场竞争力。
发明内容
针对现有技术存在的不足之处，结合无人机机翼的特点，提供一种单边挂弹着陆的横向控制方法。
为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：
一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一，在转入航向对准段之前取出(φg)计算公式中的积分值，即
Figure BDA0002062830390000011
并将其转入航向对准段中的
Figure BDA0002062830390000012
计算公式中，使模态过渡过程更加平滑，且不触发(φg)的限幅；
步骤二，考虑到实时计算中单独一拍数据可能有误差，反馈的滚转角取切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure BDA0002062830390000013
积分值也取切入时刻连续5拍的平均值；
步骤三，考虑到在最后一段加入后，无人机调整姿态时效性较差，将单边挂弹控制策略从航向对准段延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段，并在直线下滑段设置切入时刻为相对高度150m的限制条件。原来为只是在航向对准段用此策略，现在延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段三个阶段均应用此策略。
步骤一具体：
Figure BDA0002062830390000021
(1)中p为传感器测得的飞机滚转角速度，φ为传感器测得的飞机滚转角，φg为控制器期望的滚转角给定值；δa为实际副翼舵面的舵偏角；控制参数
Figure BDA0002062830390000022
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000023
为滚转角比例控制参数；
所述
Figure BDA0002062830390000024
(2)中
Figure BDA0002062830390000025
为传感器测得的飞机侧偏移速度，
Figure BDA0002062830390000026
为控制器期望的侧偏移速度给定值，ψk为传感器测得的飞机航迹角，ψkg为控制器期望的航迹角给定值，φg为控制器期望的滚转角给定值，控制参数
Figure BDA0002062830390000027
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA0002062830390000028
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA0002062830390000029
为航迹角控制参数；
Figure BDA00020628303900000210
(3)中
Figure BDA00020628303900000211
为侧偏距控制参数，
Figure BDA00020628303900000212
为控制器期望侧偏移速度给定值，Y为传感器测得的飞机，Yg为控制器期望的侧偏距给定值。
控制器在运行时，首先跟踪(3)式中的侧偏距给定值(Yg)，采用纯比例控制，计算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA00020628303900000213
其次跟踪侧偏移速度给定值
Figure BDA00020628303900000214
及航迹角给定值(ψkg)，由于飞机在着陆过程中需要跟踪航迹，此处控制器期望的航迹角给定值(ψkg)为0，采用比例积分加阻尼控制，计算得出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较高，(φg)不进行限幅；最后跟踪滚转角给定值(φg)，采用比例加阻尼控制，计算得出执行机构副翼舵的舵偏量，完成整个直线下滑段前段的控制律设计结构。
步骤二具体：
实现直线下滑段后段及轨迹拉平段的控制律方法如下：
Figure BDA0002062830390000031
Figure BDA0002062830390000032
Figure BDA0002062830390000033
Figure BDA0002062830390000034
(4)中控制参数
Figure BDA0002062830390000035
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000036
为滚转角控制参数，控制量
Figure BDA0002062830390000037
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(5)中给出了横向不对称补偿量的计算方法，其中φ1为该模态切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure BDA0002062830390000038
为该模态切入时刻连续5拍
Figure BDA0002062830390000039
积分值的平均值，切入时刻为相对高度150m，同时，
Figure BDA00020628303900000310
在模态切换时清零；
Figure BDA00020628303900000311
为滚转角控制参数，控制量
Figure BDA00020628303900000312
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(6)式中控制参数
Figure BDA00020628303900000313
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA00020628303900000314
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA00020628303900000315
为航迹角控制参数；
(7)式中
Figure BDA00020628303900000316
为侧偏距控制参数；
控制器在相对高度150m时由图1中的控制律结构切换为图2的控制律结构，控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA00020628303900000317
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较低，对(φg)进行限幅10°，以防止大滚转对无人机造成的不利影响；基于最小改动原则，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称；由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA00020628303900000318
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，并由反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA00020628303900000319
最终得出直线下滑段后段及轨迹拉平段执行机构的副翼舵偏量。
步骤三具体：
实现航向对准段的控制律设计思路如下：
图4，示出了航向对准段的横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002062830390000041
Figure BDA0002062830390000042
Figure BDA0002062830390000043
Figure BDA0002062830390000044
与图2中的控制器不同的是，航向对准段的横向控制律结构增加了
Figure BDA0002062830390000045
项，用于平衡由于无人机着陆需要机头对准机场所引起的抗侧滑飞行，其中，
Figure BDA0002062830390000046
为方向舵联动系数，δr为飞机的方向舵舵偏角；
控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA0002062830390000047
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于转入航向对准段时重心距地面的高度为3m，为了防止着陆时机翼触地，需对(φg)进行限幅2°，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称，由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA0002062830390000048
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，由传感器反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA0002062830390000049
并加上抗侧滑飞行所引起的副翼方向舵联动量
Figure BDA00020628303900000410
最终得出航向对准段执行机构的副翼舵偏量。
本申请的优点在于：
在无人机横向不平衡状态(即无人机单边挂弹状态下)，由于需要近地滚转角给定值来抗衡无人机横向不平衡，故近地滚转角给定值会在0°基础上叠加一个滚转角给定值，在单边挂弹的弹体较重的情况下，使得近地滚转角给定值超出滚转角给定限制值，使得滚转角给定限制值失去了避免机翼擦地的作用。同时，由于给定值被限制，使得无人机的实际滚转角平均值出现在一定程度上偏离0°的现象，会造成无人机单轮着地、机翼擦地等风险，不利于无人机的控制。本专利另辟蹊径，突破了滚转角给定限制值的限制，增加了横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA0002062830390000051
使得无人机不受滚转角给定限制值影响，使原滚转角给定限制值仍能够发挥原有的作用；同时，由于单边挂弹引发的横向不平衡在
Figure BDA0002062830390000052
计算范围内，而不在近地滚转角给定值的计算范围内，具体计算过程见式(5)(6)，在式(4)中有明确指出，式(5)计算出
Figure BDA0002062830390000053
与式(6)计算出滚转角给定值φg相互独立、互不影响，使得无人机在横侧向控制时将内因独立于外因之外，解决了单边挂弹等内因引起的无人机横向不平衡问题。
附图说明
图1，本发明的着陆阶段规划图。
图2，本发明的直线下滑段前段横向控制律结构示意图。
图3，本发明的直线下滑段后段及轨迹拉平段横向控制律结构示意图。
图4，本发明的航向对准段横向控制律结构示意图。
附图中：p为滚转角速率，φ为滚转角，
Figure BDA0002062830390000054
为侧偏移速度，Y为侧偏距，ψk为航迹角，下标g代表该物理量的给定目标值(下文简称为某物理量给定值)，δa为副翼舵偏量，δr为方向舵舵偏量，X0为坐标原点，直线下滑延长线与地面的交点，X1为着陆航线飞行段转直线下滑段的提前点，满足X2-X1＝200m，X2为着陆航线飞行段和直线下滑段参考轨迹交点，满足X0-X2＝6871m，X3为轨迹，拉平段标定点，X4为航向对准段起始点，Xtd为无人机接地点，HRW为机场高度，Hs为着陆航线飞行段高度，HF为轨迹拉平段标定起始高度(相对高度)，Hp为航向对准段起始高度，γs为直线下滑段的轨迹角。
具体实施方式
实施例1
一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一，在转入航向对准段之前取出(φg)计算公式中的积分值，即
Figure BDA0002062830390000061
并将其转入航向对准段中的
Figure BDA0002062830390000062
计算公式中，使模态过渡过程更加平滑，且不触发(φg)的限幅；
步骤二，考虑到实时计算中单独一拍数据可能有误差，反馈的滚转角取切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure BDA0002062830390000063
积分值也取切入时刻连续5拍的平均值；
步骤三，考虑到在最后一段加入后，无人机调整姿态时效性较差，将单边挂弹控制策略从航向对准段延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段，并在直线下滑段设置切入时刻为相对高度150m的限制条件。原来为只是在航向对准段用此策略，现在延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段三个阶段均应用此策略。
步骤一具体：
Figure BDA0002062830390000064
(1)中p为传感器测得的飞机滚转角速度，φ为传感器测得的飞机滚转角，φg为控制器期望的滚转角给定值；δa为实际副翼舵面的舵偏角；控制参数
Figure BDA0002062830390000065
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000066
为滚转角比例控制参数；
所述
Figure BDA0002062830390000067
(2)中
Figure BDA0002062830390000068
为传感器测得的飞机侧偏移速度，
Figure BDA0002062830390000069
为控制器期望的侧偏移速度给定值，ψk为传感器测得的飞机航迹角，ψkg为控制器期望的航迹角给定值，φg为控制器期望的滚转角给定值，控制参数
Figure BDA00020628303900000610
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA00020628303900000611
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA00020628303900000612
为航迹角控制参数；
Figure BDA00020628303900000613
(3)中
Figure BDA00020628303900000614
为侧偏距控制参数，
Figure BDA00020628303900000615
为控制器期望侧偏移速度给定值，Y为传感器测得的飞机，Yg为控制器期望的侧偏距给定值。
控制器在运行时，首先跟踪(3)式中的侧偏距给定值(Yg)，采用纯比例控制，计算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA0002062830390000071
其次跟踪侧偏移速度给定值
Figure BDA0002062830390000072
及航迹角给定值(ψkg)，由于飞机在着陆过程中需要跟踪航迹，此处控制器期望的航迹角给定值(ψkg)为0，采用比例积分加阻尼控制，计算得出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较高，(φg)不进行限幅；最后跟踪滚转角给定值(φg)，采用比例加阻尼控制，计算得出执行机构副翼舵的舵偏量，完成整个直线下滑段前段的控制律设计结构。
步骤二具体：
实现直线下滑段后段及轨迹拉平段的控制律方法如下：
Figure BDA0002062830390000073
Figure BDA0002062830390000074
Figure BDA0002062830390000075
Figure BDA0002062830390000076
(4)中控制参数
Figure BDA0002062830390000077
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000078
为滚转角控制参数，控制量
Figure BDA0002062830390000079
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(5)中给出了横向不对称补偿量的计算方法，其中φ1为该模态切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure BDA00020628303900000710
为该模态切入时刻连续5拍
Figure BDA00020628303900000711
积分值的平均值，切入时刻为相对高度150m，同时，
Figure BDA00020628303900000712
在模态切换时清零；
Figure BDA00020628303900000713
为滚转角控制参数，控制量
Figure BDA00020628303900000714
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(6)式中控制参数
Figure BDA00020628303900000715
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA00020628303900000716
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA00020628303900000717
为航迹角控制参数；
(7)式中
Figure BDA00020628303900000718
为侧偏距控制参数；
控制器在相对高度150m时由图1中的控制律结构切换为图2的控制律结构，控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA0002062830390000081
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较低，对(φg)进行限幅10°，以防止大滚转对无人机造成的不利影响；基于最小改动原则，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称；由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA0002062830390000082
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，并由反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA0002062830390000083
最终得出直线下滑段后段及轨迹拉平段执行机构的副翼舵偏量。
步骤三具体：
实现航向对准段的控制律设计思路如下：
图4，示出了航向对准段的横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002062830390000084
Figure BDA0002062830390000085
Figure BDA0002062830390000086
Figure BDA0002062830390000087
与图2中的控制器不同的是，航向对准段的横向控制律结构增加了
Figure BDA0002062830390000088
项，用于平衡由于无人机着陆需要机头对准机场所引起的抗侧滑飞行，其中，
Figure BDA0002062830390000089
为方向舵联动系数，δr为飞机的方向舵舵偏角；
控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA00020628303900000810
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于转入航向对准段时重心距地面的高度为3m，为了防止着陆时机翼触地，需对(φg)进行限幅2°，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称，由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA00020628303900000811
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，由传感器反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA0002062830390000091
并加上抗侧滑飞行所引起的副翼方向舵联动量
Figure BDA0002062830390000092
最终得出航向对准段执行机构的副翼舵偏量。
实施例2
现结合附图对本发明作进一步描述：
根据无人机传感器测量信息，p为滚转角速率，φ为滚转角，
Figure BDA0002062830390000093
为侧偏移速度，Y为侧偏距，ψk为航迹角，下标g代表该物理量的给定目标值(下文简称为某物理量给定值)，δa为副翼舵偏量。图1为本发明的着陆阶段规划图，设有起降航线飞行段、直线下滑段前段、直线下滑段后段、轨迹拉平段、航向对准段以及着陆滑跑段。
1、根据单边挂弹致使的横向不对称无人机着陆特性，在控制律设计中，实现直线下滑段前段的控制律设计思路如下：
图2，示出了直线下滑段前段横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002062830390000094
Figure BDA0002062830390000095
Figure BDA0002062830390000096
(1)式中控制参数
Figure BDA0002062830390000097
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000098
为滚转角比例控制参数；(2)式中控制参数
Figure BDA0002062830390000099
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA00020628303900000910
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA00020628303900000911
为航迹角控制参数；(3)式中
Figure BDA00020628303900000912
为侧偏距控制参数。
控制器在运行时，首先跟踪(3)式中的侧偏距给定值(Yg)，采用纯比例控制，计算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA00020628303900000913
其次跟踪侧偏移速度给定值
Figure BDA00020628303900000914
及航迹角给定值(ψkg)，采用比例积分加阻尼控制，计算得出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较高，(φg)不进行限幅；最后跟踪滚转角给定值(φg)，采用比例加阻尼控制，计算得出执行机构副翼舵的舵偏量，完成整个直线下滑段前段的控制律设计结构。
2、根据单边挂弹致使的横向不对称无人机着陆特性，在控制律设计中，实现直线下滑段后段及轨迹拉平段的控制律设计思路如下：
图3，示出了直线下滑段后段及轨迹拉平段的横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002062830390000101
Figure BDA0002062830390000102
Figure BDA0002062830390000103
Figure BDA0002062830390000104
(4)式中控制参数
Figure BDA0002062830390000105
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure BDA0002062830390000106
为滚转角控制参数，控制量
Figure BDA0002062830390000107
为横向不对称副翼配平舵补偿量；(5)式给出了横向不对称补偿量的计算方法，其中φ1为该模态切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure BDA0002062830390000108
为该模态切入时刻连续5拍
Figure BDA0002062830390000109
积分值的平均值，切入时刻为相对高度150m，同时，
Figure BDA00020628303900001010
在模态切换时清零；(6)式中控制参数
Figure BDA00020628303900001011
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure BDA00020628303900001012
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure BDA00020628303900001013
为航迹角控制参数；(7)式中
Figure BDA00020628303900001014
为侧偏距控制参数。
控制器在相对高度150m时由图1中的控制律结构切换为图2的控制律结构，控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA00020628303900001015
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于相对高度较低，对(φg)进行限幅10°，以防止大滚转对无人机造成的不利影响。基于最小改动原则，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称。由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA0002062830390000111
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，并由反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA0002062830390000112
最终得出直线下滑段后段及轨迹拉平段执行机构的副翼舵偏量。
3、根据单边挂弹致使的横向不对称无人机着陆特性，在控制律设计中，实现航向对准段的控制律设计思路如下：
图4，示出了航向对准段的横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002062830390000113
Figure BDA0002062830390000114
Figure BDA0002062830390000115
Figure BDA0002062830390000116
与图2中的控制器不同的是，航向对准段的横向控制律结构增加了
Figure BDA0002062830390000117
项，用于平衡由于无人机着陆需要机头对准机场所引起的抗侧滑飞行，其中，
Figure BDA0002062830390000118
为方向舵联动系数。
控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值(Yg)及航迹角给定值(ψkg)，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure BDA0002062830390000119
由(6)式计算出滚转角给定值(φg)，由于转入航向对准段时重心距地面的高度为3m，为了防止着陆时机翼触地，需对(φg)进行限幅2°。采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称，由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure BDA00020628303900001110
控制器最后跟踪滚转角给定值(φg)，由传感器反馈回的滚转角速率(p)计算得出副翼阻尼项
Figure BDA00020628303900001111
并加上抗侧滑飞行所引起的副翼方向舵联动量
Figure BDA00020628303900001112
最终得出航向对准段执行机构的副翼舵偏量。

Claims (4)

1.一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一，在转入航向对准段之前取出φg计算公式中的积分值，并将其转入航向对准段中的
Figure FDA0003043074500000011
计算公式中，使模态过渡过程更加平滑，且不触发φg的限幅；
步骤二，反馈的滚转角取切入时刻连续多拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure FDA0003043074500000012
积分值也取切入时刻连续多拍的平均值；
步骤三，将单边挂弹控制策略从航向对准段延伸到直线下滑段、轨迹拉平段以及航向对准段，并在直线下滑段设置切入时刻为相对高度100-500m的限制条件；
步骤一具体：
Figure FDA0003043074500000013
(1)中p为传感器测得的飞机滚转角速度，φ为传感器测得的飞机滚转角，φg为控制器期望的滚转角给定值；δa为实际副翼舵面的舵偏角；控制参数
Figure FDA0003043074500000014
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure FDA0003043074500000015
为滚转角比例控制参数；
所述
Figure FDA0003043074500000016
(2)中
Figure FDA0003043074500000017
为传感器测得的飞机侧偏移速度，
Figure FDA0003043074500000018
为控制器期望的侧偏移速度给定值，ψk为传感器测得的飞机航迹角，ψkg为控制器期望的航迹角给定值，φg为控制器期望的滚转角给定值，控制参数
Figure FDA0003043074500000019
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure FDA00030430745000000110
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure FDA00030430745000000111
为航迹角控制参数；
Figure FDA00030430745000000112
(3)中
Figure FDA00030430745000000113
为侧偏距控制参数，
Figure FDA00030430745000000114
为控制器期望侧偏移速度给定值，Y为传感器测得的飞机，Yg为控制器期望的侧偏距给定值；
步骤二具体：
实现直线下滑段后段及轨迹拉平段的控制律方法如下：
Figure FDA0003043074500000021
Figure FDA0003043074500000022
Figure FDA0003043074500000023
Figure FDA0003043074500000024
(4)中控制参数
Figure FDA0003043074500000025
为滚转角速率控制参数，控制参数
Figure FDA0003043074500000026
为滚转角控制参数，控制量
Figure FDA0003043074500000027
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(5)中给出了横向不对称补偿量的计算方法，其中φ1为该模态切入时刻连续5拍无人机当前滚转角的平均值，
Figure FDA0003043074500000028
为该模态切入时刻连续5拍
Figure FDA0003043074500000029
积分值的平均值，切入时刻为相对高度150m，同时，
Figure FDA00030430745000000210
在模态切换时清零；
Figure FDA00030430745000000211
为滚转角控制参数，控制量
Figure FDA00030430745000000212
为横向不对称副翼配平舵补偿量；
(6)式中控制参数
Figure FDA00030430745000000213
为侧偏移速度比例控制参数，
Figure FDA00030430745000000214
为侧偏移速度积分控制参数，
Figure FDA00030430745000000215
为航迹角控制参数；
(7)式中
Figure FDA00030430745000000216
为侧偏距控制参数；
步骤三具体：
航向对准段的横向控制律为：
Figure FDA00030430745000000217
Figure FDA00030430745000000218
Figure FDA00030430745000000219
Figure FDA00030430745000000220
航向对准段的横向控制律结构增加了
Figure FDA00030430745000000221
项，用于平衡由于无人机着陆需要机头对准机场所引起的抗侧滑飞行，其中，
Figure FDA00030430745000000222
为方向舵联动系数，δr为飞机的方向舵舵偏角。
2.根据权利要求1所述的一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：控制器在运行时，首先跟踪(3)式中的侧偏距给定值Yg，采用纯比例控制，计算出侧偏移速度的给定值
Figure FDA0003043074500000031
其次跟踪侧偏移速度给定值
Figure FDA0003043074500000032
及航迹角给定值ψkg，采用比例积分加阻尼控制，计算得出滚转角给定值φg，由于相对高度较高，φg不进行限幅；最后跟踪滚转角给定值φg，采用比例加阻尼控制，计算得出执行机构副翼舵的舵偏量，完成整个直线下滑段前段的控制律设计结构。
3.根据权利要求1所述的一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值Yg及航迹角给定值ψkg，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure FDA0003043074500000033
由(6)式计算出滚转角给定值φg，由于相对高度较低，对φg进行限幅10°，以防止大滚转对无人机造成的不利影响；基于最小改动原则，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称；由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure FDA0003043074500000034
控制器最后跟踪滚转角给定值φg，并由反馈回的滚转角速率p计算得出副翼阻尼项
Figure FDA0003043074500000035
最终得出直线下滑段后段及轨迹拉平段执行机构的副翼舵偏量。
4.根据权利要求1所述的一种单边挂弹着陆的横向控制方法，其特征在于：
控制器仍然跟踪物理量侧偏距给定值Yg及航迹角给定值ψkg，并由(7)式计算出侧偏移速度给定值
Figure FDA0003043074500000036
由(6)式计算出滚转角给定值φg，由于转入航向对准段时重心距地面的有高度差，为了防止着陆时机翼触地，需对φg进行限幅，采用副翼配平舵补偿量进行平衡单边投弹之后带来的无人机本体不对称，由(5)式可以计算得出横向不对称副翼配平舵补偿量
Figure FDA0003043074500000037
控制器最后跟踪滚转角给定值φg，由传感器反馈回的滚转角速率p计算得出副翼阻尼项
Figure FDA0003043074500000038
并加上抗侧滑飞行所引起的副翼方向舵联动量
Figure FDA0003043074500000039
最终得出航向对准段执行机构的副翼舵偏量。
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