一種小型無人機滑跑糾偏控制研究

胡天翔

摘 要：該文根據小型無人機的結構特點，對其地面滑跑控制結構和控制律設計進行了研究，提出了前輪及方向舵糾偏控制方案和控制結構，分析了包括前起落架、路面狀況、剎車系統、側風等因素對糾偏控制效果的影響，依據起飛滑跑和著陸滑跑糾偏控制的特點，設計了地面滑跑試驗驗證方案。

關鍵詞：無人機 滑跑 飛行控制 糾偏

在無人機的滑跑糾偏控制中一般對大型無人機有較深入的研究，但對小型無人機因其起降方式多樣，有的采用滑跑方式進行，有的采用噴灑方式進行，沒有過多進行系統性研究，在此對這部分空缺的內容進行研討，以完善相應的技術空白。

1地面滑跑糾偏控制方案及結構

無人機的橫側向運動信息進入前輪轉向糾偏控制律和方向舵糾偏控制律，前輪轉向控制和方向舵控制同時作用于無人機，通過這兩個控制通道控制律的運算產生前輪轉向糾偏控制指令和方向舵糾偏控制指令，為保證無人機在滑跑過程中前輪糾偏控制和方向舵糾偏控制的無縫切換，將方向舵糾偏控制律經過分配器與前輪偏轉控制律一起產生前輪偏轉控制指令，進入前輪轉向機構產生偏轉力矩控制無人機的側向運動，使無人機側偏處于安全的范圍內。

側偏距為主反饋信號，由于前輪轉向控制響應比較靈敏，引入側偏速度和偏航角速度以改善糾偏控制動態性能，這些信號進入前輪轉向糾偏控制律，由前輪轉向糾偏控制律產生前輪轉向糾偏控制指令。另外，側偏距同時作為主反饋信號與偏航角、偏航角速度一起進入方向舵糾偏控制律，由于方向舵控制響應相對較慢，此處采用偏航角和偏航角速度來改善糾偏控制的動態性能，方向舵糾偏控制律產生方向舵指令進入方向舵回路使方向舵產生偏航力矩進行糾偏。為實現前輪轉向控制和方向舵控制之間的平滑過渡，分配器的設計為：將方向舵糾偏控制律的控制參數按一定的傳動比生成前輪轉向糾偏控制律的控制參數?；芗m偏過程中，滾轉內回路同時工作，可防止飛機在糾偏運動中由于轉彎離心力、側風等因素導致滾轉角過大，使轉彎過程中出現側翻的危險。

地面滑跑階段，無人機橫側向控制律具體表達式為：

； ；

其中， 為副翼舵偏值；P為滾轉角速率； 為滾轉角； 為滾轉角指令； 和 分別是副翼通道微分項與比例項的控制增益。

為前輪轉向舵機偏轉角度； 為偏航角速率； 為飛機相對跑道中心線的側偏距； 為側偏速率，可用下式求得：

式中， 為地速； 為無人機航向指令； 為無人機的當前地速方向。

為前輪的偏航角速率控制增益； 為前輪的側偏速率控制增益； 為前輪的側偏距控制增益。

為方向舵偏角； 為方向舵的偏航角速率控制增益； 為方向舵的偏航角控制增益； 為方向舵的側偏控制增益。

、 和 均經過限幅后得到 、 、 送給輸出回路。

分配器的設計具體如下：

； ；

其中， 為從方向舵到前輪的分配系數。

2地面滑跑調參試驗設計

2.1滑跑糾偏控制要求

通過滑跑試驗來調試糾偏控制參數，首先需明確糾偏控制要求。無人機在地面滑跑段的控制要求體現在：（1）偏航角速率不能太大，即保證滑跑過程中機體不能出現明顯的擺動；（2）無人機相對跑道中心線的側偏距要保持在容許的范圍內，防止滑跑過程中由于跑道路況、側風干擾等因素使無人機沖出跑道的情況；（3）滑跑過程中無人機機頭航向與跑道中心線航向的夾角應在合理的范圍內，不應出現大角度糾偏甚至拐彎等危險情況的發生。

2.2糾偏控制影響因素

無人機在滑跑糾偏過程中，影響糾偏控制效果的因素很多，該文提出的控制方案，在試驗過程中必須重點考慮四個方面的內容：（1）前輪空回；（2）路面狀況；（3）剎車影響；（4）突風影響。前輪空回的大小直接影響控制的精度，前輪空回越小控制效果越好。前輪空回包括前輪轉向舵機的空回和傳動機構的空回（傳動桿間的連接間隙、輪軸與機輪間的固定間隙等），這兩種空回在起落架設計時應充分考慮，一般應小于 。

路面狀況主要考慮路面坡度和路面凹凸的影響。路面坡度與主起落架兩個機輪胎壓不一致對控制的影響相同，主要影響滑跑時的側偏靜差，不同的跑道路面坡度不同，即使同一條跑道對無人機來回滑跑時的糾偏影響也不同。因此無人機在滑跑前必須通過無控制自由滑行試驗，不斷調試前輪的零位，確保前輪零位在合適的范圍內，以消除側偏靜差。路面凹凸主要影響滑跑安全，有可能導致前起落架損壞甚至無人機側翻。

剎車系統雖不進行左右機輪差動糾偏，但由于左右剎車機構不對稱性，在滑跑中應急減速時，會造成無人機機頭向剎車力矩較大的一側猛烈擺動，在速度較快時可能使無人機側翻或沖出跑道。盡管地面滑跑時間很短，期間可能受突風影響使無人機晃動，滑跑軌跡偏離跑道中心線?；芗m偏控制應能及時平穩地將無人機控回到安全范圍內，而又不至于產生太大的超調。

2.3試驗設計

由于無人機在起飛段和著陸段進入滑跑糾偏的初始狀態不同，進行控制律調參試驗時所考慮的重點也有所不同。

起飛段調參試驗初始條件設計為：（1）使無人機停在跑道中心線上，將側偏距幾乎為零；（2）使無人機的機頭對準跑道中心線，將機頭與跑道中心線的航向偏差幾乎為零。在進行起飛段調參試驗時，升降舵應產生低頭力矩，防止由于滑跑速度過快，無人機意外離地起飛。發送“滑跑”指令后，無人機由靜止開始加速滑跑，在達到設定滑行速度后停車。逐步增加設定滑行速度直至離地速度，可完成起飛段的控制律調參。

無人機接地前受側風的影響，可能存在較大側偏和航向偏差，因此在設計著陸滑跑糾偏試驗時，應在無人機以接地速度滑行的狀態下，產生一定的側偏，驗證無人機在快速滑行狀態下的就側偏能力。

3糾偏控制律參數設計

滑跑糾偏控制律參數設計就是確定控制律表達式中各增益的值。

在低速滑跑段，前輪糾偏起主要作用，需要確定 、 和 值。這三個參數的確定過程為：（1）給定 、 和 的參考值；（2） 的確定：無人機在滑跑過程中，可能出現機頭擺動的情況，調整 的值，使機頭的擺動在合理的范圍內；（3） 的確定：無人機在速度較低的情況下，滑跑平穩，但隨著滑跑速度的增加，出現機身在跑道中心線兩側晃動的情況，即“畫龍”現象，調整 的值，使無人機沿跑道中心線呈直線滑跑；（4） 的確定：在滑跑前，將無人機偏離跑道中線一定距離，觀察滑跑過程中的側偏控制能力。如果參數 過大，雖然糾偏響應速度較快，但容易產生較大的超調；如果參數 過小，則糾偏響應過程較慢，有可能影響起飛安全。因此調整 的值，使無人機在有初始側偏或航向偏差的情況下能夠快速而無超調的進入跑道中心線。

在中速和高速滑跑段，方向舵開始糾偏需要確定 、 、 和 的值。高速段 和 設計與低速段 、 和 的設計類似。 與前輪轉向舵機到前輪的傳動機構有關，在相同狀態前輪轉向機構的條件下，是中速段滑跑調參的關鍵。如低速段控制參數已經確定，中速段滑跑存在機頭擺動、“畫龍”等控制效果不太理想的情況，可放大或減小高速段相應的控制參數值，而同時減小或放大 的值，來保證低速段糾偏理想效果，同時修正中速段滑跑效果。

4試驗分析

將控制律設計方法應用在某型無人機完成了控制律的設計中。經滑跑試驗確定的最終控制律參數如表1所示。

表1 滑跑糾偏控制參數

參數

數值 0.32 1.6 1 0.375 5°

第一次試驗中，無人機滑跑前初始側偏為0.2647m，初始航向偏差為2.115°，即無人機對準跑道中心線。無人機起飛滑跑過程中，最大側偏為-0.5m， 最大偏航角速率為-2.893°/s，最大航向偏差為-1.215°，最大滾轉角為-0.8951°，無人機在地速達到28.96m/s時離地起飛，滑跑過程低速段和高速段過渡平穩，滿足起飛要求。

第二次試驗中，著陸滑跑數據可以看出，無人機接地前初始速度為21.14m/s，初始側偏為-0.97m，初始航向偏差為-0.23°，滑跑過程中最大側偏為-1.677m，最大偏航角速率為3.813°/s，最大航向偏差為1.79°，最大滾轉角為-0.941°，無人機接地后快速平穩無超調的滑向跑道中心線，停機時距跑道中心線的側偏距為-0.2648m，且滑跑過程無明顯的機頭擺動，接地滑跑過程安全，沒用應急剎車。

通過滑跑試驗調參，設計糾偏控制律參數，實現前輪轉向控制和方向舵控制的無縫切換。針對無人機的實際起降滑跑試驗分析，驗證滑跑糾偏控制方案和結構合理可行，使控制律設計簡單有效、控制效果良好、滿足小型無人機輪式起降滑跑要求。

5 結語

針對輪式起降方式的無人機，該文提出了前輪和方向舵聯合糾偏控制方案和控制結構，特別適用于小型無人機的滑跑糾偏；結合糾偏控制要求，分析影響控制方案糾偏效果的影響因素，這些因素是開展滑跑試驗及控制律設計所須考慮的。同時設計了起飛和著陸滑跑試驗，并探討了控制參數的設計方法，避免了常規控制設計需要精確建模所帶來的繁瑣和局限性。經實際飛行驗證，該方法切實可行，可有效提升無人機糾偏控制律的設計效率。

參考文獻

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