CN114489089A - 一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法，根据迫降区域的大小设置无人机的滚转角度，即根据此区域的最大可用半径计算出无人机的滚转角指令，利用盘旋控制律控制无人机在该可用区域内盘旋降高，并在该盘旋控制律中加入了积分控制，能够精确控制滚转角与其指令保持一致，保证无论飞机出现任何故障都能在此面积狭小的应急备降场地内迫降。这种方式不依靠操纵人员，可以避免因操纵手经验不足或者情况紧急导致的迫降失败，避免人员伤亡和公共财产的重大损失。

Description

一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法

技术领域

本发明涉及无人机控制技术领域，更具体地说，是针对无人机在飞行中发动机出现故障无法飞回本场，只能在有限的狭小区域迫降的一种全自动控制策略。

背景技术

目前绝大多数的中小型无人机在飞行中发动机出现故障无法返回本场正常降落时，一般的处理方式为：由地面控制站的操纵人员根据无人机所在位置进行判断，手动控制无人机至应急备降场地迫降。这种方式很大程度依赖操纵人员的经验和临机应变能力，一旦操纵手经验不足或者情况紧急难以决断时则很有可能迫降失败。尤其是当应急备降场地周围有村庄或者油库等重要公共设施，导致可用的备降区域面积狭小时，迫降难度增加，失败的可能性更大，此时无人机一旦迫降失败，降落在限定备降区域外，则很有可能造成人员伤亡或公共财产的重大损失。因此在这种面积狭小的有限区域迫降时，不能依赖操纵人员手动完成，必须使用自动迫降策略保证无人机降落在限定的区域内。因此迫切需要发明一种全自动迫降控制策略，当无人机出现故障不能飞回本场时，能够降落在狭小的应急备降场地内。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种全自动迫降策略，当无人机发动机出现故障无法回到本场降落，而应急备降场地面积狭小的情况下，能够自动控制无人机安全降落在备降区域内。

技术方案

当无人机在飞行中出现发动机故障，导致无法提供动力时，首先根据当前飞机的高度和到本场的距离，利用无动力滑翔性能参数判断飞机是否能飞回本场，如果飞机当前高度过低无法返回本场，则计算是否能到达几个备用场地，优先选择最近的备用场地迫降。如果根据计算能到达的应急备降场地面积过于狭小，无法满足滑降要求，则选择以下控制策略：纵向控制律为定速控制，横侧向控制律为盘旋控制；在备降场地上空以此场地允许的可用半径盘旋降高，当高度降至安全飞行高度，横侧向控制律改为航迹跟踪控制，以飞机当前位置和备用场地中心的连线为航线，沿此航线朝备降场中心飞行，当高度低于5～10米改为纵向改为拉平控制，控制飞机降落至备降场地中心附近。具体控制律如下：

1、所述的定速滑翔控制律：

F_δ_e＝k_θ·(θ-θ_g)+k_q·q

其中，θ_g＝k_v(v_a-v_ag)+k_i∫(v_a-v_ag)dt，且|θ-θ_g|≤A₀；

F_δ_e为升降舵控制量；

k_θ，k_q，k_v，k_i为控制参数；

v_a为实际空速，v_ag为空速给定值，根据当前的重量计算：

C_L为飞机的升力系数，ρ为空气密度，s机翼面积，G飞机重量，A₁为安全系数；

2、盘旋控制律：

F_δ_a＝k_φ·(φ-φ_g)+k_p·p+k_φi×∫(φ-φ_g)dt

F_δ_r＝k_φdr·(φ-φ_g)+k_r·r+k_φi×∫(φ-φ_g)dt

其中，

F_δ_a、F_δ_r分别为副翼和方向舵控制量；

k_φ，k_p，k_φdr，k_r，k_φi为控制参数；

φ为滚转角，p滚转角速率，r为偏航角速率；

φ_g为滚转角指令，由备降场地大小确定，由以下公式计算得到：

其中，R为迫降场地的最大可用半径，g为重力加速度，v_a为空速；

3、拉平控制律：

F_δ_e＝k_θ·(θ-θ_g)+k_q·q+δ_{e_trim}

其中，

F_δ_e为升降舵控制量；δ_{e_trim}为升降舵配平量；

k_θ、k_q、K_lp为控制参数；

q俯仰角速率；θ俯仰角；H为高度；X为水平距离；

H_lp0为指数拉平点高度；X_lp0指数拉平距离；τ₀为指数拉平参数；

4、航迹跟踪控制律：

F_δ_a＝k_ψa·(ψ-ψ_g)+k_p·p+k_y·(y-y_g)+k_yi·∫(y-y_g)dt

F_δ_r＝k_ψr·(ψ-ψ_g)+k_r·r+k_y·(y-y_g)+k_yi·∫(y-y_g)dt+k_β·β

其中，F_δ_a、F_δ_r分别为副翼和方向舵控制量；

ψ为航向角，y为侧向航迹，ψ_g给定航线的航向角、y_g给定侧向航迹；r为偏航角速率，β为侧滑角、p滚转角速率；

k_ψa，k_p，k_y，k_ψr，k_r，k_yi，k_β为控制参数。

一种计算机***，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1所述的方法。

一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。

一种计算机程序，其特征在于包括计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。

有益效果

本发明提出的一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法，可以根据迫降区域的大小设置无人机的滚转角度，即根据此区域的最大可用半径计算出无人机的滚转角指令，利用盘旋控制律控制无人机在该可用区域内盘旋降高，并在该盘旋控制律中加入了积分控制，能够精确控制滚转角与其指令保持一致，保证无论飞机出现任何故障都能在此面积狭小的应急备降场地内迫降。这种方式不依靠操纵人员，可以避免因操纵手经验不足或者情况紧急导致的迫降失败，避免人员伤亡和公共财产的重大损失。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1定速滑翔控制结构图；

图2盘旋控制结构图；

图3拉平控制结构图；

图4航迹跟踪控制结构图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发明在滑跑起降无人机上实施，实现该迫降控制策略时，需要的硬件配置包括空速传感器、垂直陀螺、速率陀螺、机载计算机，伺服***等。由机载计算机采集各传感器的信号，并对控制规律进行解算，输出舵面控制信号，由伺服***驱动舵面，完成对飞机位置、姿态和速度的调节，控制无人机在限定区域内自动完成迫降。具体如下：

定速滑翔控制实施方法：所需硬件包括空速传感器、垂直陀螺、速率陀螺、机载计算机、升降舵机伺服***；空速传感器测量飞行速度；垂直陀螺测量俯仰角；速率陀螺测量俯仰角速率；升降舵机伺服***用于执行升降舵面偏转指令；机载计算机运行定速滑翔控制律，将采集到的各个传感器的测量信息带入控制律解算出升降舵面的舵偏角度，控制舵机伺服***驱动舵面偏转。

盘旋控制实施方法：所需硬件包括垂直陀螺、速率陀螺、机载计算机、副翼舵机伺服***、方向舵机伺服***；垂直陀螺测量滚转角；速率陀螺测量滚转角速率和偏航角速率；副翼舵机伺服***用于执行副翼舵面偏转指令；方向舵舵机伺服***用于执行方向舵舵面偏转指令；机载计算机运行盘旋控制律，将采集到的各个传感器的测量信息带入控制律解算出副翼和方向舵舵面的舵偏角度，控制舵机伺服***驱动舵面偏转。

拉平控制实施方法：所需硬件包括垂直陀螺、速率陀螺、差分GPS、机载计算机、升降舵机伺服***；垂直陀螺测量俯仰角；速率陀螺测量俯仰角速率；差分GPS用于测量飞行高度和水平距离；升降舵机伺服***用于执行升降舵面偏转指令；机载计算机运行拉平控制律，将采集到的各个传感器的测量信息带入控制律解算出升降舵面的舵偏角度，控制舵机伺服***驱动舵面偏转。

航迹跟踪控制实施方法：所需硬件包括磁航向仪、垂直陀螺、速率陀螺、差分GPS、机载计算机、副翼舵机伺服***、方向舵机伺服***。磁航向仪测量无人机的偏航角；垂直陀螺测量俯仰角和滚转角；速率陀螺测量俯仰角速率、滚转角速率和偏航角速率；差分GPS用于测量侧向航偏；副翼舵机用于执行副翼舵面偏转指令；方向舵机用于执行方向舵舵面偏转指令；机载计算机运行航迹跟踪控制律，将采集到的各个传感器的测量信息带入控制律解算出各个舵面的舵偏角度，控制各个舵机伺服***驱动舵面偏转。在航迹跟踪控制***中，机载计算机采集磁航向仪测量的偏航角、垂直陀螺测量无人机的滚转角、角速率陀螺测量的滚转角速率、偏航角速率、以及差分GPS测量的侧向航偏信息，将滚转角、滚转角速率、偏航角、偏航角速率、侧向航偏值带入航迹跟踪控制律，解算出副翼和方向舵舵面的偏转角度，当无人机的侧向航偏和给定的指令值存在偏差时，操纵副翼舵机偏转副翼舵面，以及方向舵机偏转方向舵面，改变无人机的航向，使无人机跟踪给定航线。

图1给出了定速滑翔控制结构。图中包括由空速传感器反馈的速度控制回路，当飞机空速和给定速度指令存在偏差时，操纵升降舵改变飞机俯仰姿态，从而跟踪给定空速。

图2给出了盘旋控制结构。图中包括由滚转角速率反馈的滚转阻尼回路、航向角速率反馈的偏航阻尼回路、滚转角反馈的稳定与跟踪回路。该控制回路用于控制飞机的滚转角跟踪到给定的滚转角指令位置。当滚转角信号和给定指令φ_g之间有偏差时，偏差信号经过控制增益放大，产生副翼和方向舵偏转，改变飞机姿态，最终使滚转角跟踪给定指令。控制律中加入了滚转角速率和偏航角速率反馈，以改善阻尼特性。

图3给出了拉平控制结构。图中包括由速率陀螺反馈的俯仰阻尼回路、由垂直陀螺反馈的俯仰控制回路，根据飞机的当前实时纵向位置计算给定高度

当实际高度与给定高度存在偏差时，驱动升降舵面偏转使无人机低头或抬头，从而跟踪指数曲线。

图4给出了航迹跟踪控制结构。图中包括由速率陀螺反馈的偏航阻尼回路、由磁航向仪反馈的航向控制回路及由差分GPS反馈组成的航迹控制回路，当无人机侧向航迹和航迹指令存在偏差时，操纵副翼和方向舵使无人机改变航向，跟踪给定航线。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种无人机在狭小区域内全自动迫降控制方法，其特征在于设定定速滑翔控制律、盘旋控制律、拉平控制律和航迹跟踪控制律；

所述的定速滑翔控制律：

F_δ_e＝k_θ·(θ-θ_g)+k_q·q

其中，θ_g＝k_v(v_a-v_ag)+k_i∫(v_a-v_ag)dt，且|θ-θ_g|≤A₀；

F_δ_e为升降舵控制量；

k_θ，k_q，k_v，k_i为控制参数；

v_a为实际空速，v_ag为空速给定值，根据当前的重量计算：

C_L为飞机的升力系数，ρ为空气密度，s机翼面积，G飞机重量，A₁为安全系数；

所述的盘旋控制律：

F_δ_a＝k_φ·(φ-φ_g)+k_p·p+k_φi×∫(φ-φ_g)dt

F_δ_r＝k_φdr·(φ-φ_g)+k_r·r+k_φi×∫(φ-φ_g)dt

其中，

F_δ_a、F_δ_r分别为副翼和方向舵控制量；

k_φ，k_p，k_φdr，k_r，k_φi为控制参数；

φ为滚转角，p滚转角速率，r为偏航角速率；

φ_g为滚转角指令，由备降场地大小确定，由以下公式计算得到：

其中，R为迫降场地的最大可用半径，g为重力加速度，v_a为空速；

所述的拉平控制律：

F_δ_e＝k_θ·(θ-θ_g)+k_q·q+δ_{e_trim}

其中，

F_δ_e为升降舵控制量；δ_{e_trim}为升降舵配平量；

k_θ、k_q、K_lp为控制参数；

q俯仰角速率；θ俯仰角；H为高度；X为水平距离；

H_lp0为指数拉平点高度；X_lp0指数拉平距离；τ₀为指数拉平参数；

所述的航迹跟踪控制律：

F_δ_a＝k_ψa·(ψ-ψ_g)+k_p·p+k_y·(y-y_g)+k_yi·∫(y-y_g)dt

F_δ_r＝k_ψr·(ψ-ψ_g)+k_r·r+k_y·(y-y_g)+k_yi·∫(y-y_g)dt+k_β·β

其中，F_δ_a、F_δ_r分别为副翼和方向舵控制量；

ψ为航向角，y为侧向航迹，ψ_g给定航线的航向角、y_g给定侧向航迹；r为偏航角速率，β为侧滑角、p滚转角速率；

k_ψa，k_p，k_y，k_ψr，k_r，k_yi，k_β为控制参数。

2.一种计算机***，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1所述的方法。

3.一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。

4.一种计算机程序，其特征在于包括计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。

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