無人機自動起飛地面滑跑技術的研究與仿真

摘 要：針對無人機在自動起飛過程中，地面滑跑階段的運動特性與空中飛行時不同的情況，通過詳細分析無人機的地面轉彎受力情況，建立無人機的地面滑跑側向模型。采用操縱前輪偏轉，設計自動起飛側向控制律，以方向舵為輔助來糾正無人機滑跑過程中出現的側向偏離，實現無人機地面滑跑側向控制。并在Matlab/Simulink平臺上對其仿真，仿真結果表明所設計的模型可用，控制律效果良好，滿足設計要求。

關鍵詞：無人機；自動起飛；滑跑技術；控制律設計

中圖分類號：TP15文獻標識碼：B

文章編號：1004-373X(2008)22-136-03

Research on UAV′s Ground Run Design in Auto Take-off

GONG Chao1，SONG Yuqin2，3

(1.Xi′an Coal Mining Machinery Plant，Xi′an，710032，China;2.College of Automation，Northwestern Polytechnical University，Xi′an，710072，China;

3.College of Electronics and Information，Xi′an Polytechnical University，Xi′an，710048，China)

Abstract：According to the different situation between ground run and flight of UAV，the lateral model of UAV ground run is built based on the detailed force analysis while UAV is swerving.A scheme of nose wheel steering control is adopted to design the lateral control laws of UAV ground run.The lateral deviation in UAV ground run is corrected by the assistance of rudder.The lateral control of UAV ground run is realized.The simulation model of lateral control of UAV ground run in Matlab/Simulink is given.The simulation results show that the model built is accurate and the designed control law has a good effect.

Keywords：UAV;automatic take-off;take-off run technique;control law design

起飛和著陸是飛行的復雜階段，飛機飛行的穩定性和可靠性是近幾十年來世界航空技術發展所提出的一個急需解決的重要問題，對有人駕駛飛機來說它直接關系到機上人員的生命安全，對無人機來說關系到能否完成預定任務及安全返航回收。據統計表明，雖然起飛/著陸的時間只占整個飛行任務的2%~3%，但許多飛行事故都是發生在起飛/著陸過程中。頻繁事故的發生使人們不得不重視起飛/著陸的自動控制方案設計，以保證飛機安全起飛，提高出勤率。

本文研究一種無人機自動起飛側向控制系統，建立起飛的地面滑跑的側向模型，并通過仿真驗證該系統的魯棒性。

1 側向滑跑模型的建立

在建立無人機起飛滑跑運動方程時，為了簡化計算，在進行運動學和動力學分析時，忽略了輪胎的彈性影響。采用的坐標系為英美坐標系。在無人機的側向滑跑過程中，受到地面摩擦力和地面支反力的影響，地面滑跑的轉彎受力如圖1所示。

無人機側向轉彎運動原始微分方程組包括側向力方程、側向力矩方程、側向位移方程和偏航角方程，考慮到無人機在地面滑跑時不會產生傾斜，根據圖1所示的轉彎受力分析圖，因此可采用如下的平面轉彎方程：

mdvdt=Ym+Yfcos ε－μsRfsin ε+Yα－mu0r+mYδwδw

Izdrdt=YfXfcos ε－μsRfXfsin ε－YmXm+Nα+Nδwδw

dψdt=r；

χ=ψ+β；y.＝Vsin(ψ+β)(1)

其中，v，u0為側向速度和縱向速度；Yf，Ym分別為前后輪的側向滑動摩擦力;Yα=Yα(β，r，V，δa，δr)為側向氣動力；Nα=Nα(β，r，V)為偏航力矩，Yδw，Nδw分別為導向輪伺服傳動側力系數和力矩系數；ψ，χ分別為偏航角、航跡方位角；y為側向偏移距離；ε為飛機前輪與機體軸的偏角，右偏為正；δw為導向輪伺服機構角位移量；μs為機輪與地面的側向滑動摩擦系數，一般取0.4~0.6。

對于本文設計的無人機起降滑跑，采用前輪糾偏的方案，假設驅動前輪轉動的執行機構偏角δw與機輪偏轉角速度ε的關系為：

δw=Kdεdt(2)

其中K為前輪執行機構傳動比。

根據圖1有如下關系：

ρ=Xm/sin β(3)

R=Xm/tgβ(Xm+Xf)/tg ε(4)

其中，ρ為無人機質心瞬時旋轉半徑；R為無人機質心與瞬時旋轉中心的距離。

圖1 無人機地面滑跑轉彎受力分析圖

聯立式(2)和(3)，得:

tg β=XmXm+Xftg ε(5)

對式(5)求導得：

dβdt=XmXm+Xfcos2βcos2εdεdt(6)

無人機沿oxg軸的線速度與線加速度分別為：

Vx=Vcos(β+ψ)(7)

ax=dVxdt=dVdtcos(β+ψ)－Vsin(β+ψ)(dβdt+r)

無人機的轉彎角速度與角加速度為：

dψdt=r=Vρ=Vsin βXm(8)

drdt=dVdtsin βXm+VXmcos βdβdt

由于前輪執行機構驅動前輪轉動所產生的側向加速度和偏航角加速度，由式(7)和(8)，經過推導得：

Vdβdt=VXmXm+Xf·cos2βcos2ε·dεdt

VXm(Xm+Xf)K δw

drdt=dVdt·sin βXm+VXmcos βdβdt

=dVdt·sin βXm+VXm+Xfcos βcos2βcos2εdεdt

dVdt·rV+V(Xm+Xf)Kcos βδw

根據上兩式，可得：

Yδw=V(Xm+Xf)Xm

Nδw=IZV(Xm+Xf)Kcos β

并且在側向力矩方程中的偏航角速率因子里面增加一修正項為：

Nr′=IZdVdt·rV

2 無人機自動起飛控制率設計

無人機在自動起飛低速地面滑跑過程中，當飛機經受側風或因某一原因出現偏離跑道中心線的側向偏差或者機頭出現偏航時，就需要自動操縱偏轉前輪，采用側向轉彎使無人機回到跑道中心線上，保持飛機航向運動，以順利完成起飛著陸。

由于無人機在地面滑跑過程中不會出現傾斜，所以相對空中飛行狀態中的側向控制，不能通過控制副翼產生滾轉來糾正偏航。一般來說，起飛滑跑前半段借助于前輪操縱裝置來保持滑跑方向，必要時采用主剎車系統，而后半段則采用方向舵來保持滑跑方向。

在本設計中，主要采用操縱前輪偏轉、以方向舵為輔助來糾正無人機滑跑過程中出現的側向偏離。

采用的側向控制律為：

δr=kyy+kyiy

δw=kψψ+krr+kεε+kεiε+kywy+kyiwy

3 仿真驗證

在Matlab/Simulink中，建立無人機地面滑跑側向仿真模型，如圖2所示。

圖2 滑跑側向仿真圖

(1) 當t=10 s時，飛機偏離跑道中心線，側向偏離距離y=2 m，所得仿真曲線如圖3所示。

圖3 側向偏離仿真曲線(y=2 m)

(2) 當t=10 s時，飛機滑跑過程中出現偏航角偏差ψ=5°，所得仿真曲線如圖4所示。

圖4 側向偏離仿真曲線(ψ=5°)仿真結果分析：

(3) 當t=10 s時，無人機滑跑過程中前輪出現偏轉ε=5°，所得仿真曲線如圖5所示。

圖5 側向偏離仿真曲線(ε=5°)

從圖3～圖5仿真曲線可以看出，當無人機在地面滑跑過程中分別出現側向偏差y=2 m、偏航角ψ=5°及前輪偏轉ε=5°時，自動控制系統通過操縱前輪偏轉和方向舵偏轉，能控制無人機回到跑道中心線上，糾正無人機的姿態，保持正確的起飛航向。

4 結 語

本文建立了無人機自動起飛過程中的橫側向地面滑跑模型，介紹了起飛側向控制律的設計過程，采用前輪糾偏的方案，實現滑跑轉彎，并通過在Matlab中仿真驗證，結果表明建立的模型正確、所設計的控制律系統滿足要求，效果良好。但由于數據有限，對起落架的影響進行了一定的簡化，這一點需要進一步完善。

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作者簡介 龔 超 男，1971年出生，陜西西安人，西安煤礦機械廠工程師。主要從事采煤機電氣系統的研制工作。

注：本文中所涉及到的圖表、注解、公式等內容請以PDF格式閱讀原文