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CN113190023B - 一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法 - Google Patents

一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法 Download PDF

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CN113190023B
CN113190023B CN202110346705.9A CN202110346705A CN113190023B CN 113190023 B CN113190023 B CN 113190023B CN 202110346705 A CN202110346705 A CN 202110346705A CN 113190023 B CN113190023 B CN 113190023B
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CN
China
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control
aerial vehicle
unmanned aerial
arresting
carrier
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CN202110346705.9A
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邹阳
李何瑜
熊洪睿
韩婵
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Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
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Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • G05D1/0684—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing on a moving platform, e.g. aircraft carrier

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Abstract

本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，包括判断无人机是否挂索成功，若成功，则切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。通过本制方法，能准确判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合状态，也能实现舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换功能。

Description

一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法
技术领域
本发明涉及航空飞行控制技术领域，特别是涉及一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法。
背景技术
目前，各国积极开展舰载无人机着舰技术研究，仅美军的X-47B实现了工程应用，但成功率仍不高，其他国家均处于理论研究和理论验证阶段。国内方面，各大高校和研究所均开始试制舰载无人机缩比模型，开展着舰相关技术研究。舰载无人机全自主拦阻着陆控制技术研究为无人机实现拦阻着舰提供了技术储备与支撑，相比有人舰载机拦阻着陆，无人舰载机具有智能化程度高、安全可靠、不受环境因素限制、无人员伤亡等优势。但是现有技术中，舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合的准确判断舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换也存在问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出了一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，能准确判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合状态，也能实现舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换功能。
本发明是通过采用下述技术方案实现的：
一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
a.判断无人机是否挂索成功，若是，进入步骤b；
b.切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
所述步骤a中判断无人机是否挂索成功是通过判断无人机拦阻钩与拦阻索是否完全啮合来实现。
所述步骤a具体包括：机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，通过纵向加速度和待飞距离准确判断无人机是否挂索成功。
通过判断纵向加速度连续4拍(每拍20ms)纵向加速度小于-5m/s2，且拦阻钩距接地点待飞距连续4拍小于0.0且大于-90m判定挂索成功，若拦阻钩距接地点待飞距离小于-92m则判断挂索失败。
所述步骤b具体包括：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值；副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
所述步骤b中升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0，具体包括：
b11.利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ；
b12.控制器跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure BDA0003000633150000021
解算出俯仰角给定目标值(θg)：
Figure BDA0003000633150000022
b13.跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构：
Figure BDA0003000633150000023
b14.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，将升降舵通道控制器结构1s软化到拦阻滑行段升降舵通道的控制器结构，输出(3)式中升降舵控制信号(δe＝0)至升降舵执行机构：
δe＝0 (3)式
其中，(1)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000024
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000025
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000026
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000027
为升降速度比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000028
为升降速度积分系数。
所述步骤b中发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值，具体包括：
b21.控制器跟踪(5)式中前向距离差(△X)和前向速度基准值
Figure BDA0003000633150000031
解算出地速给定值
Figure BDA0003000633150000032
Figure BDA0003000633150000033
b22.跟踪(4)式中地速给定目标值
Figure BDA0003000633150000034
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure BDA0003000633150000035
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道：
Figure BDA0003000633150000036
b23.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，发动机通道的油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值，即输出(6)式中发动机控制信号
Figure BDA0003000633150000037
至发动机通道：
Figure BDA0003000633150000038
其中，(4)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000039
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000310
为指示空速比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000311
为地速比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000312
为地速积分系数，(5)式中控制参数
Figure BDA00030006331500000313
为前向距离比例系数。
所述步骤b中副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0，具体包括：
b31.控制器跟踪(9)式侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA00030006331500000314
Figure BDA00030006331500000315
b32.跟踪(8)式中侧偏移速度给定目标值
Figure BDA00030006331500000316
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)：
Figure BDA0003000633150000041
b33.跟踪(7)式中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构：
Figure BDA0003000633150000042
b34.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，输出(10)式中副翼控制信号(δa＝0)至副翼执行机构：
δa＝0 (10)式
其中，(7)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000043
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000044
为滚转角比例系数，(8)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000045
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000046
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000047
为预订航迹角比例系数，(9)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000048
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
所述步骤b中方向舵通道仍保持纠偏控制模态，具体包括：
b41.控制器跟踪(12)式中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(△Y)和偏航角增量(△ψ)：
△Y＝Y-Yg，△ψ＝ψ-ψg (12)式
b42.通过(11)式中侧偏距增量(△Y)、侧偏移速度
Figure BDA00030006331500000416
偏航角增量(△ψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构：
Figure BDA0003000633150000049
其中，(11)式中控制参数
Figure BDA00030006331500000410
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000411
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000412
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000413
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000414
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000415
为方向舵比例增益。
当判断无人机是否挂索成功，若否，发动机、减速伞、前轮及刹车按非拦阻着陆模式下的着陆滑跑阶段处理。
与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：
1、通过本方法实现了舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合的准确判断，实现了舰载无人机进入拦阻滑行段后控制器的平稳切换，并实现了拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段的状态要求，适合于舰载无人机全自主拦阻着陆。
2、本方法中，通过末端导引段与拦阻滑行段升降舵通道控制器结构切换，能满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段纵向运动状态的控制要求，即要求升降舵通道不参与舰载无人机拦阻滑行段俯仰姿态控制。
3、本方法中，通过末端导引段与拦阻滑行段发动机通道控制器结构切换，能满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段前向运动状态的控制要求，即要求发动机通道在舰载无人机拦阻滑行段提供固定推力，使得舰载无人机在此阶段的滑行距离可控。
4、本方法中，通过末端导引段与拦阻滑行段副翼通道控制器结构切换，能满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段横向运动状态的控制要求，即要求副翼通道不参与舰载无人机拦阻滑行段横滚姿态控制。
附图说明
下面将结合说明书附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明，其中：
图1为本发明中拦阻滑行示意图；
图2为本发明中末端导引段与拦阻滑行段升降舵通道控制器结构切换示意图；
图3为本发明中末端导引段与拦阻滑行段发动机通道控制器结构切换示意图；
图4为本发明中末端导引段与拦阻滑行段副翼通道控制器结构切换示意图；
图5为本发明中拦阻滑行段方向舵通道控制器结构示意图。
具体实施方式
实施例1
作为本发明基本实施方式，本发明包括一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，包括：机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，通过纵向加速度和待飞距离准确判断无人机是否挂索成功，当无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后为满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段的状态要求，需切换控制器结构，保障舰载无人机在拦阻滑行段的安全，升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
实施例2
作为本发明一较佳实施方式，本发明包括一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，包括以下步骤：
a.判断无人机是否挂索成功，若是，进入步骤b。其中，准确判断无人机是否挂索成功的方法包括：机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，通过判断纵向加速度连续4拍(每拍20ms)纵向加速度小于-5m/s2，且拦阻钩距接地点待飞距连续4拍小于0.0且大于-90m判定挂索成功，若拦阻钩距接地点待飞距离小于-92m则判断挂索失败。
b.切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值；副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
实施例3
作为本发明最佳实施方式，本发明包括一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，包括以下步骤：
a.判断无人机是否挂索成功，若是，进入步骤b。
参照说明书附图1，机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，检测是否挂索成功。通过判断纵向加速度连续4拍(每拍20ms)纵向加速度小于-5m/s2，且拦阻钩距接地点待飞距连续4拍小于0.0且大于-90m判定挂索成功，若拦阻钩距接地点待飞距离小于-92m则判断挂索失败。
挂索成功后：刹车为预置值；前轮和方向舵为纠偏模态；挂索成功后6s(飞机已刹停)，刹车给定为100％，前轮为减摆模态。
挂索失败后：发动机、减速伞、前轮及刹车等按非拦阻着陆模式下的着陆滑跑阶段处理。
b.挂索成功后，切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
具体包括以下步骤：
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ。
为满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段纵向运动状态的控制要求，即要求升降舵通道不参与舰载无人机拦阻滑行段俯仰姿态控制。图2，示出了末端导引段与拦阻滑行段升降舵通道控制器结构切换示意图，末端导引段升降舵控制器结构为：
Figure BDA0003000633150000071
Figure BDA0003000633150000072
通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，将升降舵通道控制器结构1s软化到拦阻滑行段升降舵通道的控制器结构：
δe＝0 (3)式
(1)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000073
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000074
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000075
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000076
为升降速度比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000077
为升降速度积分系数。
控制器跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure BDA0003000633150000078
解算出俯仰角给定目标值(θg)，跟踪(1)式中俯仰角给定目标值(θg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，(3)式中输出升降舵控制信号(δe＝0)至升降舵执行机构。
为满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段前向运动状态的控制要求，即要求发动机通道在舰载无人机拦阻滑行段提供固定推力，保障舰载无人机在此阶段的滑行距离可控。图3，示出了末端导引段与拦阻滑行段发动机通道控制器结构切换示意图，末端导引段发动机控制器结构为：
Figure BDA0003000633150000081
Figure BDA0003000633150000082
通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，发动机通道的油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值，拦阻滑行段发动机通道的控制器结构：
Figure BDA0003000633150000083
(4)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000084
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000085
为指示空速比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000086
为地速比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000087
为地速积分系数，(5)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000088
为前向距离比例系数。
控制器跟踪(5)式中前向距离差(△X)和前向速度基准值
Figure BDA0003000633150000089
解算出地速给定值
Figure BDA00030006331500000810
跟踪(4)式中地速给定目标值
Figure BDA00030006331500000811
引入前向加速度(Ax)增稳和指示空速(VIAS)增稳，结合发动机配平油门
Figure BDA00030006331500000812
输出发动机控制信号(δp)至发动机通道，(6)式中输出发动机控制信号
Figure BDA00030006331500000813
至发动机通道。
为满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段横向运动状态的控制要求，即要求副翼通道不参与舰载无人机拦阻滑行段横滚姿态控制。图4，示出了末端导引段与拦阻滑行段副翼通道控制器结构切换示意图，末端导引段副翼控制器结构为：
Figure BDA00030006331500000814
Figure BDA00030006331500000815
Figure BDA00030006331500000816
通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，将副翼通道控制器结构1s软化到拦阻滑行段副翼通道的控制器结构：
δa＝0 (10)式
(7)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000091
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000092
为滚转角比例系数，(8)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000093
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000094
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure BDA0003000633150000095
为预订航迹角比例系数，(9)式中控制参数
Figure BDA0003000633150000096
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
控制器跟踪(9)侧偏距给定目标值(Yg)，解算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA0003000633150000097
跟踪(8)中侧偏移速度给定目标值
Figure BDA0003000633150000098
和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(7)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，(10)式中输出副翼控制信号(δa＝0)至副翼执行机构。
为满足拦阻索对舰载无人机拦阻滑行段航向运动状态的控制要求，即允许方向舵通道参与舰载无人机拦阻滑行段纠偏控制，因此拦阻滑行段方向舵通道的控制器结构仍然保持纠偏控制。图5，示出了拦阻滑行段方向舵通道控制器结构示意图：
Figure BDA0003000633150000099
△Y＝Y-Yg，△ψ＝ψ-ψg (12)式(11)式中控制参数
Figure BDA00030006331500000910
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000911
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000912
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000913
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000914
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00030006331500000915
为方向舵比例增益。
控制器跟踪(12)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(△Y)和偏航角增量(△ψ)，跟踪(11)中侧偏距增量(△Y)、侧偏移速度
Figure BDA00030006331500000916
偏航角增量(△ψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构。
综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。

Claims (8)

1.一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
a.判断无人机是否挂索成功，若是，进入步骤b；
b.切换控制器结构，即：升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，方向舵通道仍保持纠偏控制模态；
其中，升降舵通道控制器结构由升降速度控制模态切换为固定升降舵舵面控制模态，升降舵舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0，具体包括：
b11.利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息：滚转角速率p、俯仰角速率q和偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息：滚转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ；
b12.控制器跟踪(2)式中升降速度给定目标值
Figure FDA0003470481220000011
解算出俯仰角给定目标值θg：
Figure FDA0003470481220000012
b13.跟踪(1)式中俯仰角给定目标值θg，输出升降舵控制信号δe至升降舵执行机构：
Figure FDA0003470481220000013
b14.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，将升降舵通道控制器结构1s软化到拦阻滑行段升降舵通道的控制器结构，输出(3)式中升降舵控制信号至升降舵执行机构：
δe＝0 (3)式
其中，(1)式中控制参数
Figure FDA0003470481220000014
为俯仰角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000015
为俯仰角阻尼系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000016
为俯仰角比例系数，(2)式中控制参数
Figure FDA0003470481220000017
为升降速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000018
为升降速度积分系数。
2.根据权利要求1所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤a中判断无人机是否挂索成功是通过判断无人机拦阻钩与拦阻索是否完全啮合来实现。
3.根据权利要求2所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤a具体包括：机载惯导实时测量纵向加速度，飞控实时解算待飞距离，通过纵向加速度和待飞距离准确判断无人机是否挂索成功；即通过判断纵向加速度连续4拍纵向加速度小于-5m/s2，每拍20ms，且拦阻钩距接地点待飞距连续4拍小于0.0且大于-90m判定挂索成功，若拦阻钩距接地点待飞距离小于-92m则判断挂索失败。
4.根据权利要求1或3所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤b具体还包括：发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值；副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0；方向舵通道仍保持纠偏控制模态。
5.根据权利要求4所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤b中发动机通道控制器结构由前向轨迹跟踪控制模态切换为定油门控制模态，油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值，具体包括：
b21.控制器跟踪(5)式中前向距离差△X和前向速度基准值
Figure FDA0003470481220000021
解算出地速给定值
Figure FDA0003470481220000022
Figure FDA0003470481220000023
b22.跟踪(4)式中地速给定目标值
Figure FDA0003470481220000024
引入前向加速度Ax增稳和指示空速VIAS增稳，结合发动机配平油门
Figure FDA0003470481220000025
输出发动机控制信号δp至发动机通道：
Figure FDA0003470481220000026
b23.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，发动机通道的油门转速保持为舰载无人机拦阻钩与拦阻索啮合成功时刻的油门转速值，即输出(6)式中发动机控制信号至发动机通道：
Figure FDA0003470481220000031
其中，(4)式中控制参数
Figure FDA0003470481220000032
为前向加速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000033
为指示空速比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000034
为地速比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000035
为地速积分系数，(5)式中控制参数
Figure FDA0003470481220000036
为前向距离比例系数。
6.根据权利要求4所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤b中副翼通道控制器结构由直线航迹跟踪控制模态切换为固定副翼舵面控制模态，副翼舵面由当前值1s内软化到固定舵面值为0，具体包括：b31.控制器跟踪(9)式侧偏距给定目标值Yg，解算出侧偏移速度的给定值
Figure FDA0003470481220000037
Figure FDA0003470481220000038
b32.跟踪(8)式中侧偏移速度给定目标值
Figure FDA0003470481220000039
和预定航线航迹角给定目标值ψkg，解算出滚转角给定目标值φg：
Figure FDA00034704812200000310
b33.跟踪(7)式中滚转给定目标值φg，输出副翼控制信号δa至副翼执行机构：
Figure FDA00034704812200000311
b34.通过判断舰载无人机拦阻钩与拦阻索成功啮合后，输出(10)式中副翼控制信号至副翼执行机构：
δa＝0 (10)式
其中，(7)式中控制参数
Figure FDA00034704812200000312
为滚转角速率阻尼系数，控制参数
Figure FDA00034704812200000313
为滚转角比例系数，(8)式中控制参数
Figure FDA00034704812200000314
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA00034704812200000315
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure FDA00034704812200000316
为预订航迹角比例系数，(9)式中控制参数
Figure FDA00034704812200000317
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
7.根据权利要求4所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：所述步骤b中方向舵通道仍保持纠偏控制模态，具体包括：
b41.控制器跟踪(12)式中侧偏距给定目标值Yg和偏航角给定目标值ψg，分别解算出侧偏距增量△Y和偏航角增量△ψ：
△Y＝Y-Yg，△ψ＝ψ-ψg (12)式
b42.通过(11)式中侧偏距增量△Y、侧偏移速度
Figure FDA0003470481220000041
偏航角增量△ψ和偏航角速率r，输出方向舵控制信号δr至方向舵执行机构：
Figure FDA0003470481220000042
其中，(11)式中控制参数
Figure FDA0003470481220000043
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000044
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000045
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000046
为偏航角比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000047
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure FDA0003470481220000048
为方向舵比例增益。
8.根据权利要求1或7所述的一种舰载无人机全自主拦阻着陆的控制方法，其特征在于：当判断无人机是否挂索成功，若否，发动机、减速伞、前轮及刹车按非拦阻着陆模式下的着陆滑跑阶段处理。
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