大展弦比无人机无动力返场控制技术

2020-07-04 08:53陈宜军

科学技术创新 2020年18期

宋辉张健陈宜军

（中国电子科技集团公司第三十八研究所，安徽合肥230088）

随着全球无人机事业的发展和无人机在军事领域和民用领域广泛应用，无人机的飞行安全问题日益受到广泛关注。其中发动机空中停车是无人机飞行过程中最常出现同时造成危害最大的特情之一，对飞行安全造成了巨大的威胁。无人机空中发动机停车，失去动力来源，无法爬升或维持平飞，为确保飞机安全，最佳的办法就是空滑至最近的迫降场进行无动力迫降。

本文研究对象为大展弦比无人机，大展弦比无人机具有升阻比大的特点，适合进行无动力返场设计，但同时其飞行表速较小，受风干扰影响大，因此设计无动力返场控制策略和控制律时必须考虑风干扰的影响。相比有人机而言，无人机的发动力停车时刻更加具有不确定性，因此设计的无动力返场控制策略和控制律需要对位置不敏感，只要停车时刻无人机能量充足，就可安全返场着陆。

本文针对大展弦比无人机停车时刻位置不确定和受风干扰大的特点出发，研究了大展弦比无人机无动力返场的基本控制策略，设计了展弦比无人机无动力返场自动规划返场轨迹的方法，提出了一种无动力空滑能量管理控制策略和控制律。最后基于某型飞机进行仿真，证明本文给出方法的有效性。

1 无动力空滑轨迹设计

无人机发生空中发动机停车特勤后，目标是将无人机安全引导至机场并着陆。首先应根据无人机当前的位置、高度、速度以及与目标机场的距离，判断无人机是否有充足能量安全返航。对于能量不足，不具备安全返航能力的情况，应考虑就近选择空旷无人区，进行应急迫降。对于具备安全返航能力的情况，可以通过设计合理的无动力空滑轨迹，引导无人机安全着陆。

本文只讨论无人机具备安全返航能力的情况。可将无动力空滑轨迹规划为返航段、盘旋调整段、着陆段三个阶段。返航段的主要目的是引导无人机飞至机场跑道延长线的特定点，同时在接近跑道延长线时进行能量管理，以保证无人机接地速度不会过大。盘旋调整段主要目的是调整无人机航向对准跑道中心线，同时进行必要的能量管理。着陆段的主要目的是引导无人机沿机场跑道重心线下滑，使无人机以安全的姿态和下沉率着陆于跑道。图1 为无人机无动力空滑轨迹示意图。

图1 无动力空滑轨迹

1.1 无动力最佳空滑比的确定

发动机停车后，推力消失，无人机受到重力，升力和阻力的作用。不考虑航向等因素，将无动力下滑视为二维轨迹。对无人机进行力学分析,以评估无人机以何种方式下滑，能保证下降单位高度滑翔距离最远，如图2 所示。

图2 无动力受力分析

可得

式中L 为升力、D 为阻力、mg 为重力、V 为空速、γ 为轨迹角、K 为升阻比。

而下降单位高度滑翔距离，即空滑比为

结合式（1）（2）可知，无动力空滑比在数值上与无人机升阻比相等，无动力最佳空滑比对应着最佳升阻比。若控制无人机以最佳升阻比下滑，在下降相同高度的情况下，可以滑翔的距离最长。

1.2 无动力最优空滑轨迹确定

由于无人机空停时刻高度、速度以及位置的不确定性，无人机携带的机械能总能量也具有不确定性。若着陆时能量过高，可能导致无人机着陆速度过快冲出跑道；若着陆时能量过低，可能导致无人机到达着陆点前失速。因此，需要设计无动力最优下滑轨迹，使得无人机沿该轨迹着陆时，速度和姿态在安全范围。

如图1 所示。着陆点、返航点、空停点构成一个几何三角形，假设此三角形三边长分别为L1、L2、L3，L1、L2 之间所成夹角为A。其中，L1 和A 可根据空停点位置、着陆点位置和机场跑道航向计算求出。

对此几何三角形，由余弦定理，有

对某型无人机，由气动数据可得知其放起落架构型和收起落架构型的最佳升阻比，即最佳空滑比分别为K1、K2，空停点相对于跑道高度为H，返航点相对于着陆点高度为H返航。返航段为收起落架构型，故其空滑比为K2，返航段纵向飞行轨迹示意图如图3。

由图3 可知，无人机由空停点滑翔至返航点下降高度为H-H返航，可得由空停点滑翔至返航点水平距离

着陆段L2 由两部分组成：陡下滑段和拉起段，着陆段为为放起落架构型，故其空滑比为K1。着陆段段轨迹示意图如图4所示。

图3 返航段纵向飞行轨迹

图4 着陆段飞行轨迹

可得

式中，γ1 为陡下滑段轨迹角，Dis 可由拉起点高度求得。

将式（4）、式（5）代入式（3），可得

式（6）除H返航外均为已知量，故可求解返航点高度H返航，并由此确定无动力空滑轨迹。由于在实际飞行中，存在风干扰的外部因素造成的能量损耗，计算最优空滑轨迹时，K1、K2 取值应略小于最佳空滑比，以获得一个较为保守的轨迹，保证能量富裕。

2 无动力空滑控制策略

2.1 返航段控制策略

发动机停车时，无人机失去动力来源，为保证无人机安全返航着陆，应尽量降低能量损耗，使降低相同高度情况下，滑翔距离最远。1.1 小节论证了最佳空滑比与最佳升阻比的对应关系，因此纵向采用俯仰角控制表速，保持有利迎角，以最佳升阻比下滑。俯仰角控制表速以表速为外回路，俯仰角为内回路，并引入表速积分增加表速控制的精度，控制框图如图5 所示。

图5 俯仰角控制表速控制框图

横侧向采用侧偏控制，跟踪设计的无动力空滑轨迹。侧偏控制控制律以侧偏距和偏航角为外回路，以偏航角为中间回路，滚转角为内回路，并引入侧偏积分提高对直线段的轨迹跟踪能力。控制框图如图6 所示。

图6 俯仰角控制表速控制框图

返航过程中，由于风场的变化、气动数据与真实飞行环境的偏差以及其它干扰因素，无人机的机械能总能量相对于设计的空滑轨迹可能偏高或偏低，因此还需对无人机能量进行管理。

无人机单位重量的机械能总能量以及沿无动力空滑轨迹下滑所需能量可表示为可表示为

式中，E、Ecmd为当前能量和所需能量，v、vcmd为速度和速度指令，dx 为飞机当前距返航点待飞距，m、g 为无人机质量和重力加速度，h 为当前高度。

距离返航点越近，对于无人机能量管理要求要精确；距离返航点越远时，应保持能量适量富裕应对外部干扰引起的能量损耗。定义能量管理窗口作为能量调整的依据，窗口的边界为下边界Ecmd和上边界μ·Ecmd，其中μ 为能量窗口系数，对于某型无人机其数值为1.2，图7 给出了能量管理窗口示意图。能量高于能量管理窗口则为能量过剩；能量低于能量管理窗口则为能量不足；能量处于能量窗口内部则为能量合理。对于能量合理情形，无人机只需保持当前状态不变。下面分别对能量不足和能量过剩两种情形提出控制方法。