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CN112650259B - 一种无人自转旋翼机降落控制方法 - Google Patents

一种无人自转旋翼机降落控制方法 Download PDF

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CN112650259B CN202011581314.7A CN202011581314A CN112650259B CN 112650259 B CN112650259 B CN 112650259B CN 202011581314 A CN202011581314 A CN 202011581314A CN 112650259 B CN112650259 B CN 112650259B
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Abstract

一种无人自转旋翼机降落控制方法，无人自转旋翼机开始着陆时，从平飞航线切入下滑轨迹线，并转入着陆下滑模式，保持预定的空速和第一下滑轨迹角，在下滑至第一预置离地高度时，高度控制保持开启，并给定第一俯仰角，关闭空速控制，开启下沉率控制，下滑至第二预置离地高度时，给定第二俯仰角和第二下滑轨迹角，保留高度积分得到的油门开度，至第三预置离地高度时，给定第三俯仰角和第三下滑轨迹角，至第四预置离地高度时，关闭高度控制，给定下沉率指令和第四俯仰角指令，判断主轮触地后，关闭发动机，前轮纠偏，逐步开启刹车，飞机停止，降落结束。本发明通过分段控制，逐步减速，实现无人自转旋翼机安全降落，同时具有较小的触地下沉率。

Description

一种无人自转旋翼机降落控制方法
技术领域
本发明属于无人机飞行控制领域，具体涉及一种无人自转旋翼机降落控制方法。
背景技术
无人自转旋翼机是一种新型的旋翼类无人机，依靠前飞来流驱动旋翼自转产生升力，动力系统推力克服前飞阻力，具有结构简单、安全性高、经济性好等特点。
无人自转旋翼机的起降控制是飞行控制的关键部分，特别是降落控制，气动非线性强，技术难度较大。采用固定翼飞机降落控制策略容易降落失败，一是可能机身俯仰角拉起缓慢，前轮触地导致降落失败，另一种是机身俯仰角拉起过大，飞机失速，降落失败。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服了现有技术的不足，提供了一种无人自转旋翼机降落控制方法，用于无人自转旋翼机的降落控制。
本发明的技术解决方案是：
一种无人自转旋翼机降落控制方法，步骤如下：
(1)无人自转旋翼机开始降落时平飞高度为Hi，从平飞航线切入下滑航线，捕获下滑轨迹线，转入着陆下滑模式，开启高度控制，空速控制保持开启，给定第一下滑轨迹角指令γ1；
(2)下滑至第一预置离地高度He时，开始第一次拉起，高度控制保持开启，给定第一俯仰角指令α1，关闭空速控制，开启下沉率P控制，油门降至怠速；
(3)下滑至第二预置离地高度Hl时，开始第二次拉起，给定第二下滑轨迹角指令γ2和第二俯仰角指令α2，根据高度误差生成下沉率控制指令，保留高度积分得到的油门开度；
(4)当俯仰角大于设定值或下沉率大于设定值或高度小于设定值时，则开启下沉率PI控制；
(5)下滑至第三预置离地高度Hj时，给定第三下滑轨迹角指令γ3和第三俯仰角指令α3；
(6)判断空速是否小于设定值，或下沉率是否大于设定值，若是，则给定第一下沉率指令Vy1，同时前轮转向对准速度方向；否则，给定第二下沉率指令Vy2，同时前轮转向对准速度方向；
(7)下滑至第四预置离地高度Hk时，关闭高度控制，给定第三下沉率指令Vy3和第四俯仰角指令α4；
(8)当触地开关触发或俯仰角小于设定值时，将前轮转向对准速度方向，进行纠偏控制；
(9)当地速小于设定值时，开启刹车，飞机停止，降落结束。
各阶段高度控制按照下式控制：
Figure BDA0002865990830000021
式中，Hg为某一待飞距X对应的离地高度，X1为第一待飞距，X2为第二待飞距，X3为第三待飞距，X4为第四待飞距；
其中，
X1＝Hi/tanγ1
X2＝He/tanγ1
Figure BDA0002865990830000022
Figure BDA0002865990830000031
待飞距X位于X2和X3之间时，采用指数拉起进行高度控制；
假设每瞬时，高度微分信号
Figure BDA0002865990830000032
与高度信号h关系如下：
Figure BDA0002865990830000033
解上述微分方程得到高度随时间变化的函数h(t)：
Figure BDA0002865990830000034
式中，H0为拉起初始高度，T为指数拉起曲线的时间常数；
拉起期间，速度V变化不大，因此得到高度随距离变化的函数h(l)：
Figure BDA0002865990830000035
式中，l为从拉起开始经过的实际距离，l＝Vt，
L＝VT
若拉起初始高度为15m，则指数拉起段的高度剖面给定信号Hg如下：
Figure BDA0002865990830000036
所述第一下沉率指令Vy1取值范围为-0.6m/s～-0.3m/s，第二下沉率指令Vy2取值范围为-0.2m/s～0m/s。
所述第一俯仰角指令α1取值范围为-3°～-1°，第二俯仰角指令α2取值范围为-2°～-0.5°，第三俯仰角指令α3取值范围为-1°～0°。
所述第四预置离地高度Hk取值范围为0.5m～2m，第三下沉率指令Vy3取值范围为-0.3m/s～-0.1m/s，第四俯仰角指令α4取值范围为2°～6°。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明通过分段控制降落下沉率，可以实现无人自转旋翼机安全降落。
(2)本发明通过在触地前采用两次拉起的方式可以实现较小的触地下沉率，提高降落安全。
附图说明
图1为本发明降落控制策略流程图
图2为本发明降落各阶段示意图
具体实施方式
如图1所示，本发明提供了一种无人自转旋翼机降落控制方法，步骤如下：
(1)无人自转旋翼机开始降落时平飞高度为Hi，从平飞航线切入下滑航线，捕获下滑轨迹线，转入着陆下滑模式，开启高度控制，空速控制保持开启，给定第一下滑轨迹角指令γ1；
(2)下滑至第一预置离地高度He时，开始第一次拉起，高度控制保持开启，给定第一俯仰角指令α1，关闭空速控制，开启下沉率P控制，油门降至怠速；
(3)下滑至第二预置离地高度Hl时，开始第二次拉起，给定第二下滑轨迹角指令γ2和第二俯仰角指令α2，根据高度误差生成下沉率控制指令，保留高度积分得到的油门开度；
(4)当俯仰角大于设定值或下沉率大于设定值或高度小于设定值时，则开启下沉率PI控制；
(5)下滑至第三预置离地高度Hj时，给定第三下滑轨迹角指令γ3和第三俯仰角指令α3；
(6)判断空速是否小于设定值，或下沉率是否大于设定值，若是，则给定第一下沉率指令Vy1，同时前轮转向对准速度方向；否则，给定第二下沉率指令Vy2，同时前轮转向对准速度方向；
(7)下滑至第四预置离地高度Hk时，关闭高度控制，给定第三下沉率指令Vy3和第四俯仰角指令α4；
(8)当触地开关触发或俯仰角小于设定值时，关闭发动机，保持桨盘后倾角度不变，将前轮转向对准速度方向，进行纠偏控制；
(9)当地速小于设定值时，开启刹车，飞机停止，摆平桨盘，降落结束。
如图2所示，各阶段高度控制按照下式控制：
Figure BDA0002865990830000051
式中，Hg为某一待飞距X对应的离地高度，X1为第一待飞距，X2为第二待飞距，X3为第三待飞距，X4为第四待飞距；
其中，
X1＝Hi/tanγ1
X2＝He/tanγ1
Figure BDA0002865990830000052
Figure BDA0002865990830000053
待飞距X位于X2和X3之间时，采用指数拉起进行高度控制；
假设每瞬时，高度微分信号
Figure BDA0002865990830000054
与高度信号h关系如下：
Figure BDA0002865990830000055
解上述微分方程得到高度随时间变化的函数h(t)：
Figure BDA0002865990830000061
式中，H0为拉起初始高度，T为指数拉起曲线的时间常数；
拉起期间，速度V变化不大，因此得到高度随距离变化的函数h(l)：
Figure BDA0002865990830000062
式中，l为从拉起开始经过的实际距离，l＝Vt，
L＝VT
若拉起初始高度为15m，则指数拉起段的高度剖面给定信号Hg如下：
Figure BDA0002865990830000063
对于某型无人自转旋翼机，平飞高度Hi取值范围为100m～300m，第一预置离地高度He取值范围为10m～20m，第二预置离地高度Hl取值范围为5m～10m，第三预置离地高度Hj取值范围为2m～5m,第一下滑轨迹角指令γ1取值范围为-6°～-3°,第二下滑轨迹角指令γ2取值范围为-3°～-1°，第三下沉率指令γ3取值范围为-1°～0°。
实施例：
以某型无人自转旋翼机为例，其降落控制方法如下：
(1)无人自转旋翼机开始降落时平飞高度为300m，从平飞航线切入下滑航线，捕获下滑轨迹线，转入着陆下滑模式，开启高度控制，空速控制保持开启，给定第一下滑轨迹角指令γ1为-4°；
(2)下滑至第一预置离地高度He如15m时，开始第一次拉起，高度控制保持开启，给定第一俯仰角指令α1，α1＝-2°，关闭空速控制，开启下沉率P控制，油门降至怠速；
(3)下滑至第二预置离地高度Hl时，Hl＝8m，开始第二次拉起，给定第二下滑轨迹角指令γ2和第二俯仰角指令，根据高度误差生成下沉率控制指令，保留高度积分得到的油门开度；γ2＝-1.5°，α2＝-1°；
(4)判断俯仰角大于设定值-3°或下沉率大于设定值如-1.5m/s或高度小于设定值如5m，则开启下沉率PI控制；
(5)下滑至第三预置离地高度Hj时,Hj＝3m，给定第三下滑轨迹角指令γ3和第三俯仰角指令α3，γ3＝-0.5°α3＝0°；
(6)判断空速小于设定值20m/s，或下沉率大于设定值-0.6m/s，若是，则给定第一下沉率指令-0.4m/s，前轮转向对准速度方向，否则给定第二下沉率指令0m/s，前轮转向对准速度方向；
(7)下滑至第四预置离地高度Hg时，Hg＝1.5m，高度控制关，给定第三下沉率指令-0.2m/s，给定第四俯仰角指令2.5°；
(8)当触地开关触发，或俯仰角小于设定值-1.5°时，前轮转向对准速度方向进行纠偏控制；
(9)当地速小于设定值6m/s时，开启刹车，飞机停止，降落结束。
预置离地高度、给定俯仰角及给定下滑轨迹角由飞行仿真或飞行试验确定。
本发明通过分段控制，逐步减速，实现无人自转旋翼机安全降落，同时具有较小的触地下沉率。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于步骤如下：
(1)无人自转旋翼机开始降落时平飞高度为Hi，从平飞航线切入下滑航线，捕获下滑轨迹线，转入着陆下滑模式，开启高度控制，空速控制保持开启，给定第一下滑轨迹角指令γ1；
(2)下滑至第一预置离地高度He时，开始第一次拉起，高度控制保持开启，给定第一俯仰角指令α1，关闭空速控制，开启下沉率P控制，油门降至怠速；
(3)下滑至第二预置离地高度Hl时，开始第二次拉起，给定第二下滑轨迹角指令γ2和第二俯仰角指令α2，根据高度误差生成下沉率控制指令，保留高度积分得到的油门开度；
(4)当俯仰角大于设定值或下沉率大于设定值或高度小于设定值时，则开启下沉率PI控制；
(5)下滑至第三预置离地高度Hj时，给定第三下滑轨迹角指令γ3和第三俯仰角指令α3；
(6)判断空速是否小于设定值，或下沉率是否大于设定值，若是，则给定第一下沉率指令Vy1，同时前轮转向对准速度方向；否则，给定第二下沉率指令Vy2，同时前轮转向对准速度方向；
(7)下滑至第四预置离地高度Hk时，关闭高度控制，给定第三下沉率指令Vy3和第四俯仰角指令α4；
(8)当触地开关触发或俯仰角小于设定值时，将前轮转向对准速度方向，进行纠偏控制；
(9)当地速小于设定值时，开启刹车，飞机停止，降落结束；
各阶段高度控制按照下式控制：
Figure FDA0003683950150000021
式中，Hg为某一待飞距X对应的离地高度，X1为第一待飞距，X2为第二待飞距，X3为第三待飞距，X4为第四待飞距；
其中，
X1＝Hi/tanγ1
X2＝He/tanγ1
Figure FDA0003683950150000022
Figure FDA0003683950150000023
待飞距X位于X2和X3之间时，采用指数拉起进行高度控制；
假设每瞬时，高度微分信号
Figure FDA0003683950150000024
与高度信号h关系如下：
Figure FDA0003683950150000025
解上述微分方程得到高度随时间变化的函数h(t)：
Figure FDA0003683950150000026
式中，H0为拉起初始高度，T为指数拉起曲线的时间常数；
拉起期间，速度V变化不大，因此得到高度随距离变化的函数h(l)：
Figure FDA0003683950150000031
式中，l为从拉起开始经过的实际距离，l＝Vt，
L＝VT
若拉起初始高度为15m，则指数拉起段的高度剖面给定信号Hg如下：
Figure FDA0003683950150000032
2.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：所述第一下沉率指令Vy1取值范围为-0.6m/s～-0.3m/s，第二下沉率指令Vy2取值范围为-0.2m/s～0m/s。
3.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：所述第一俯仰角指令α1取值范围为-3°～-1°，第二俯仰角指令α2取值范围为-2°～-0.5°，第三俯仰角指令α3取值范围为-1°～0°。
4.根据权利要求1所述的一种无人自转旋翼机降落控制方法，其特征在于：所述第四预置离地高度Hk取值范围为0.5m～2m，第三下沉率指令Vy3取值范围为-0.3m/s～-0.1m/s，第四俯仰角指令α4取值范围为2°～6°。
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