CN112148029A - 一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，首先判断无人机是否能飞回本场，如果无人机能够返回本场降落，则选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制无人机滑翔返回到目标点，到达目标点后，判断无人机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆。如果无人机不能返回本场，则判断是否能到达几个备用场地，如果能够到达备用场，选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制无人机滑翔返回到目标点，到达目标点后，判断无人机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆。如果判断所有的备用场地均不能到达，则选择预定的几个迫降区域实施迫降。

Description

一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法

技术领域

本发明涉及无人机控制技术领域，更具体地说，是针对滑跑起降型无人机在飞行中发动机出现故障情况无法为无人机提供动力的情况下的一种全自动迫降方法。

背景技术

目前绝大多数的中小型无人机在飞行中出现发动机故障无法提供飞行动力时，伞降型无人机的一般处理方式为：当飞行高度降至给定高度时自动开伞后降落；对于滑跑起降型无人机则由地面控制站的操纵人员根据无人机所在位置进行判断，手动控制无人机飞回机场或者应急备降场地迫降。这种方式完全依靠操纵人员的飞行经验，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，导致无人机严重损伤，难以修复。因此迫切需要发明一种全自动迫降控制策略，当发动机出现故障时能够自动选择应急备降场地或者返回本场滑翔降落。

发明内容

要解决的技术问题

为了解决非正常情况下人工迫降带来的失败，本发明提出一种全自动滑翔迫降方法，使滑跑起降型无人机在发动机故障无法提供动力的情况下，能够自动滑翔至备降区域或者返回本场安全降落。

技术方案

一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：当发动机转速小于正常工作的最低转速判断发动机停车，地面站显示“发动机故障”报警，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，如果飞机能够返回本场降落，则选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制飞机滑翔返回到目标点，此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达目标点后，根据高度判断飞机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆，纵向控制律为滑翔着陆，横航向控制律为航线跟踪控制；

步骤2：如果判断不能返回本场，则判断是否能到达几个备用场地，优先选择最近的备用场地迫降；此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达备用场，选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制飞机滑翔返回到目标点，此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达目标点后，根据高度判断飞机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆，纵向控制律为滑翔着陆控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；如果判断所有的备用场地均不能到达，则选择预先设定的几个迫降场地中最近的一个实施迫降；

所述的定速滑翔控制律：

F_δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq

其中，θ_g＝k_v(v_a-v_ag)+k_i∫(v_a-v_ag)dt；

F_δ_e为升降舵控制量；θ为无人机俯仰角；q为俯仰角速率；v_a为空速，v_ag为空速给定值；k_θ为俯仰角放大系数、k_q为俯仰角速率放大系数；k_v为速度放大系数，k_i为速度积分放大系数；

所述的航线跟踪控制律：

F_δ_a＝k_ψa·(ψ-ψ_g)+k_φ·φ+k_p·p+k_y·(y-y_g)

F_δ_r＝k_ψr·(ψ-ψ_g)+k_r·r+k_yr·(y-y_g)

其中，F_δ_a为副翼控制量、F_δ_r为方向舵控制量；ψ为偏航角、φ为滚转角、y为侧向航偏、β为滚转角速率、r为偏航角速率、ψ_g为期望航向、y_g为给定侧向航偏；k_ψa为副翼偏航角放大系数、k_φ为滚转角放大系数；k_p滚转角速率放大系数、k_y为副翼航偏放大系数、k_ψr为方向舵偏航角放大系数、k_r偏航角速率放大系数、k_yr方向舵航偏放大系数；

所述的滑翔着陆控制律：

俯仰通道：F_δ_e＝k_θ·(θ-θ′_g)+k_q·q

其中，

上述公式中：

F_δ_e为升降舵控制量、θ为俯仰角、q为俯仰角速率、k_θ为俯仰角放大系数；

K_xh、K_lp为下滑段和拉平段的放大系数；

H_xh0、H_lp0为下滑段和拉平段的给定高度；

H_sj、X_sj着陆段的无人机实际高度和水平距离；

X_xh0、X_lp0、τ0分别为下滑段给定水平距离、拉平段给定水平距离和拉平参数。

步骤1中利用无动力滑翔性能参数判断飞机是否能飞回本场具体如下：根据当前无人机的高度和到本场的距离以及无人机的滑翔比自动判断无人机是否能飞回本场，即无人机到本场的距离和当前高度的比值小于滑翔比则无人机可以滑翔返回本场，反之亦然。

步骤2中判断是否能到达几个备用场地具体如下：根据当前无人机的高度和到本场的距离以及无人机的滑翔比自动判断无人机是否能飞回本场，即无人机到本场的距离和当前高度的比值小于滑翔比则无人机可以滑翔返回本场，反之亦然。

有益效果

本发明提出的一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，适用于滑跑起降型无人机在空中出现发动机故障时的情况。应用本发明提出的迫降方法，可以不依赖操纵人员的手动操纵，实现无人机的全自动迫降。即根据无人机发动机故障时所在位置进行自动判断，控制无人机自动飞回机场或者应急备降场地迫降。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，无人机严重损伤，难以修复。

附图说明

图1为无动力全自动滑翔迫降策略流程图

图2定速滑翔控制结构图

图3航迹跟踪控制结构图

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

如图1所示，为无动力全自动滑翔迫降策略流程图。当地面站的发动机转速监控显示“发动机故障”报警，根据当前无人机的高度和到本场的距离以及无人机的滑翔比自动判断无人机是否能飞回本场。如果无人机能够返回本场降落，则选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制无人机滑翔返回到目标点，到达目标点后，根据高度判断无人机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆。如果无人机不能返回本场，则根据此判断原则计算是否能到达几个备用场地，如果能够到达备用场，选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制无人机滑翔返回到目标点，到达目标点后，根据高度判断无人机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆。如果判断所有的备用场地均不能到达，则选择预定的几个迫降区域实施迫降。

如图2所示，给出了定速滑翔控制结构，该控制系统包括的部件有：空速传感器、垂直陀螺、速率陀螺、升降舵伺服系统、机载计算机。空速传感器用于测量无人机的飞行空速；垂直陀螺测量无人机的俯仰角和滚转角；速率陀螺测量无人机的俯仰角速率、滚转角速率和偏航角速率；升降舵机用于执行舵面偏转指令，机载计算机用于采集各个传感器的测量信息，将传感器测量信息带入控制律解算出各个舵面的舵偏角度，控制各个舵机伺服系统驱动舵面偏转。在定速滑翔控制系统中，机载计算机中运行控制律程序，将采集空速传感器测量的无人机空速、垂直陀螺测量的俯仰角和速率陀螺测量的俯仰角速率信息，将空速、俯仰角和俯仰角速率值带入定速滑翔控制律，解算出俯仰通道的升降舵舵面偏转角度，当无人机的空速和给定的空速指令值存在偏差时，操纵升降舵机伺服机构偏转升降舵面，改变无人机的俯仰姿态，进而改变无人机的空速，跟踪给定空速指令值。

定速滑翔控制律：

F_δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq

其中，θ_g＝k_v(v_a-v_ag)+k_i∫(v_a-v_ag)dt；

F_δ_e为升降舵控制量；θ为无人机俯仰角；q为俯仰角速率；v_a为空速，v_ag为空速给定值；k_θ为俯仰角放大系数、k_q为俯仰角速率放大系数；k_v为速度放大系数，k_i为速度积分放大系数。

如图3所示，给出了航迹跟踪控制结构。图3给出了航迹跟踪控制结构。该控制系统包括的部件有：磁航向仪、垂直陀螺、速率陀螺、差分GPS、机载计算机、副翼舵机伺服系统、方向舵机伺服系统。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，控制各个舵机伺服系统驱动舵面偏转。在航迹跟踪控制系统中，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。

航线跟踪控制律：

F_δ_a＝k_ψa·(ψ-ψ_g)+k_φ·φ+k_p·p+k_y·(y-y_g)

F_δ_r＝k_ψr·(ψ-ψ_g)+k_r·r+k_yr·(y-y_g)

其中，F_δ_a为副翼控制量、F_δ_r为方向舵控制量；ψ为偏航角、φ为滚转角、y为侧向航偏、β为滚转角速率、r为偏航角速率、ψ_g为期望航向、y_g为给定侧向航偏；k_ψa为副翼偏航角放大系数、k_φ为滚转角放大系数；k_p滚转角速率放大系数、k_y为副翼航偏放大系数、k_ψr为方向舵偏航角放大系数、k_r偏航角速率放大系数、k_yr方向舵航偏放大系数。

Claims (5)

1.一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：当发动机转速小于正常工作的最低转速判断发动机停车，地面站显示“发动机故障”报警，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，如果飞机能够返回本场降落，则选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制飞机滑翔返回到目标点，此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达目标点后，根据高度判断飞机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆，纵向控制律为滑翔着陆控制，横航向控制律为航线跟踪控制；

步骤2：如果判断不能返回本场，则判断是否能到达几个备用场地，优先选择最近的备用场地迫降；此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达备用场，选定较近的机场跑道端点为目标点，自动控制飞机滑翔返回到目标点，此期间纵向控制律为定速滑翔控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；到达目标点后，根据高度判断飞机是否可以滑翔着陆，高度大于着陆窗口高度则盘旋降高，直至降至窗口高度后，自动滑翔着陆，纵向控制律为滑翔着陆控制，横侧向控制律为航线跟踪控制；如果判断所有的备用场地均不能到达，则选择预先设定的几个迫降场地中最近的一个实施迫降。

2.根据权利要求1所述的一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于所述的定速滑翔控制律：

F_δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq

其中，θ_g＝k_v(v_a-v_ag)+k_i∫(v_a-v_ag)dt；

F_δ_e为升降舵控制量；θ为无人机俯仰角；q为俯仰角速率；v_a为空速，v_ag为空速给定值；k_θ为俯仰角放大系数、k_q为俯仰角速率放大系数；k_v为速度放大系数，k_i为速度积分放大系数；

所述的航线跟踪控制律：

F_δ_a＝k_ψa·(ψ-ψ_g)+k_φ·φ+k_p·p+k_y·(y-y_g)

F_δ_r＝k_ψr·(ψ-ψ_g)+k_r·r+k_yr·(y-y_g)

其中，F_δ_a为副翼控制量、F_δ_r为方向舵控制量；ψ为偏航角、φ为滚转角、y为侧向航偏、β为滚转角速率、r为偏航角速率、ψ_g为期望航向、y_g为给定侧向航偏；k_ψa为副翼偏航角放大系数、k_φ为滚转角放大系数；k_p滚转角速率放大系数、k_y为副翼航偏放大系数、k_ψr为方向舵偏航角放大系数、k_r偏航角速率放大系数、k_yr方向舵航偏放大系数。

3.根据权利要求1所述的一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于所述的滑翔着陆控制律：

俯仰通道：F_δ_e＝k_θ·(θ-θ′_g)+k_q·q

其中，

上述公式中：

F_δ_e为升降舵控制量、θ为无人机俯仰角、q为俯仰角速率、k_θ为俯仰角放大系数；

K_xh、K_lp为下滑段和拉平段的放大系数；

H_xh0、H_lp0为下滑段和拉平段的给定高度；

H_sj、X_sj着陆段的无人机实际高度和水平距离；

X_xh0、X_lp0、τ0分别为下滑段给定水平距离、拉平段给定水平距离和拉平参数。

4.根据权利要求1所述的一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于步骤1中利用无动力滑翔性能参数判断飞机是否能飞回本场具体如下：根据当前无人机的高度和到本场的距离以及无人机的滑翔比自动判断无人机是否能飞回本场，即无人机到本场的距离和当前高度的比值小于滑翔比则无人机可以滑翔返回本场，反之亦然。

5.根据权利要求1所述的一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法，其特征在于步骤2中判断是否能到达几个备用场地具体如下：根据当前无人机的高度和到本场的距离以及无人机的滑翔比自动判断无人机是否能飞回本场，即无人机到本场的距离和当前高度的比值小于滑翔比则无人机可以滑翔返回本场，反之亦然。

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