基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法與流程

2023-05-02 15:31:26 1

本發明涉及航空航天領域，並尤其涉及一種基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法。

背景技術：
無人機是無人駕駛飛機的簡稱(UnmannedAerialVehicle)，縮寫為UAV，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置的不載人飛機，包括無人直升機、固定翼機、多旋翼飛行器、無人飛艇、無人傘翼機。隨著科技的發展,無人機在軍事和民用方面都得到廣泛的應用。而無人機的發射和回收階段是無人機在整個飛行過程中的關鍵階段，對發射、回收階段有效安全的控制是無人機控制的關鍵內容之一。目前無人機的發射方式主要包括軌道發射、零長發射及輪式發射；回收方式主要包括輪式滑停回收、攔阻網回收、空中打撈回收和傘降回收。在眾多無人機中，大型長航時無人機一般具有較大重量，且本身價格昂貴，在回收階段需要對機體提供高度的保護。對於這類無人機，在滑跑過程中，可能會出現路況突變、側風、初始偏航角，初始側向偏移，左右機輪剎車裝置特性差異等狀況。上述所有這些因素將導致無人機在滑跑中出現相對於跑道中心線的側向偏差，對於上述無人機宜採用輪式起降方式，需要對無人機進行地面滑跑控制，其目標是讓無人機在最短的距離停下來，同時控制無人機不會滑出跑道；而輪式起降中的滑跑糾偏控制是地面操縱控制中重要的環節之一，並且地面滑跑糾偏控制策略的合理性是保證無人機地面滑跑安全的關鍵。若不及時對側向偏差進行糾正，無人機可能滑出跑道，甚至發生側翻，造成嚴重事故。從已公開的無人機滑跑糾偏控制算法來看，目前主要採用被動式輪間交叉保護控制策略，這種方法會增大剎車距離，而且側向穩定過程會出現震蕩不收斂的情況，甚至發散，在無人機的滑跑糾偏控制中應避免這種情況出現。

技術實現要素：
本申請的目的在於提出一種基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法，以提高無人機在多幹擾狀況下仍然能快速而又穩定地修正到跑道中心線附近，進而解決背景技術中提到的技術問題。本申請提供了一種基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法，將機體偏航速率和側向偏差以及機體速度輸入到狀態反饋控制器中，所述狀態反饋控制器分別輸出機體的穩定控制量和回零控制量，即將無人機地面滑跑糾偏控制率分解為穩定控制和回零控制,其中所述穩定控制保證機體穩定不側翻，而所述回零控制保證機體的側向偏差收斂不振蕩；二者通過一個控制分配器，輸出前輪控制量，雙側主機輪差動控制量，將所述雙側主機輪差動控制量和所述前輪控制量經過指令濾波器進行限幅值、限速率，得到前輪指令操縱角以及雙側主機輪差動滑移率，將前輪指令操縱角輸出給前輪操縱器，雙側主機輪差動滑移率經過雙輪分配器分別輸出左右主機輪的滑移率，進而得到左右主機輪的指令滑移率而完成無人機地面滑跑過程中的糾偏控制。本申請還提供了具體的基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法，並進行了模擬仿真。附圖說明圖1為結合係數與滑移率關係。圖2為狀態反饋控制器。圖3為基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法總體框圖。圖4為地面運動軌跡仿真圖。圖5為機體及主機輪輪速仿真圖。圖6為左右機輪剎車壓力仿真圖。圖7為前輪操縱角仿真圖。圖8為機體偏航角與側滑角仿真圖。圖9為機體偏航速率仿真圖。如圖所示，為了能明確實現本發明的實施例的結構，在圖中標註了特定的結構和器件，但這僅為示意需要，並非意圖將本發明限定在該特定結構、器件和環境中，根據具體需要，本領域的普通技術人員可以將這些器件和環境進行調整或者修改，所進行的調整或者修改仍然包括在後附的權利要求的範圍中。具體實施方式下面結合附圖和具體實施例對本發明提供的一種基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法進行詳細描述。同時在這裡做以說明的是，為了使實施例更加詳盡，下面的實施例為最佳、優選實施例，對於一些公知技術本領域技術人員也可採用其他替代方式而進行實施；而且附圖部分僅是為了更具體的描述實施例，而並不旨在對本發明進行具體的限定。在對無人機進行地面滑跑控制時，需對無人機進行剎車制動，而剎車制動主要依靠剎車時輪胎和地面產生的縱向摩擦力，在輪胎垂直載荷一定的情況下，影響縱向摩擦力大小的因素稱為結合係數。結合係數受很多因素影響，比如：無人機速度、滑移率、輪胎的新舊程度、輪胎的花紋形式和跑道狀況等，上述因素對於結合係數影響較小。而滑移率的影響最為重要，因此，結合係數與滑移率的關係可近似表示為μ＝Dsin(Carctan(Bλ))，其中B，C，D為係數，結合係數與滑移率的關係如圖1所示。下表中示出了三種典型跑道的參數：跑道類型BCD最佳滑移率幹跑道14.03261.53440.80.117溼跑道8.20982.01920.40.12冰跑道7.20182.08750.20.13無人機在地面滑跑過程中，如果因為某些原因偏離了中心跑道，糾偏操縱一般有如下三個方式：一是通過方向舵偏轉改變氣動力大小和方向；二是通過左右主機輪的差動剎車完成轉向；三是通過前輪完成操縱。無人機在剛著地時，速度較高，氣動力對無人機運動的影響較大，此時可依賴於方向舵進行糾偏；在中低速時，方向舵的效率降低，此時輪胎和路面間的摩擦力佔主導，一般採用前輪操縱和主輪差動進行糾偏。我們這裡著重討論前輪操縱和主輪差動操縱這兩種方式進行糾偏。無人機地面滑跑糾偏控制是一個多輸入多輸出的強非線性控制。輸入量是機體的一些狀態信息，例如機體速度，機體偏航率，機體側向偏差等，而輸出量是前輪操縱角，雙側主機輪的差動控制量。其中雙側主機輪的差動控制量具體表現就是雙側主機輪的差動滑移率，從而產生差動的結合係數。無人機地面滑跑糾偏控制的目的有兩個，一個是保證機體穩定，在整個控制過程中不能出現側翻；另一個是保證側向偏差收斂且不出現振蕩。由此，我們提出了以下控制策略：將糾偏控制分解成兩個控制，一個是機體穩定控制，另一個是側向偏差控制。如果機體的偏航速率穩定收斂，那麼機體就會處於穩定狀態，不會出現側翻。如果機體的側向偏差穩定收斂，那麼機體就會逐漸收斂跑道中心線附近。所以，機體穩定控制，簡稱穩定控制，其相關狀態量為機體的偏航速率；而側向偏差控制，簡稱回零控制，其相關狀態量為機體的側向偏差。無人機地面滑跑糾偏控制的具體操作步驟如下:1、將機體偏航速率r和側向偏差e輸入到狀態反饋控制器中，控制器分別輸出機體的穩定控制量usteady和回零控制量ureset。狀態反饋控制器示意圖如圖2所示，其中V代表機體的速度，增益控制器表達式為：其中k1-k4，a和b為係數。2、將機體的穩定控制量和回零控制量輸入到控制分配器中，二者依據機體的偏航速率進行動態權重求和，綜合後總的糾偏控制量。總的糾偏控制量再按照動態比例分配控制量給前輪控制和主輪差動控制，控制分配器的具體數學表達式如式(3)所示:ucorrect＝f(r)usteady+[1-f(r)]uresetudiff＝g(V)ucorrectufront＝[1-g(V)]ucorrect(3)式中，udiff為雙側主機輪差動控制量，ufront為前輪控制量，usteady為穩定控制量，ureset為回零控制量，ucorrect為糾偏控制量，kr為偏航率權重增益係數，kr0為偏航率權重中心值，cr為偏航率權重陡坡係數，cv為速度權重陡坡係數。3、將雙側主輪的差動控制量和前輪控制量經過指令濾波器進行限幅值、限速率，將前輪控制量輸出給前輪操縱器，雙側主輪差動控制量經過雙輪分配器分別輸出左右機輪的滑移率。雙輪分配器的具體數學表達式如式(4)所示：式中ur為右輪滑移率，ul為左輪滑移率，λdiff為雙側主機輪差動滑移率。與被動式輪間交叉保護控制算法相比，所設計的控制方法可以在保證機體穩定的情況下，使側向偏差穩定收斂。我們可以通過優化控制分配器中的權重係數來優化控制指標，使無人機快速穩定收斂到跑道中心線附近。基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法的總體框圖如圖3所示。圖3中，λb代表最優滑移率，δm代表最大前輪操縱角，λR0代表右輪指令滑移率，λL0代表左輪指令滑移率，δ代表前輪指令操縱角，左右輪指令滑移率由下式獲得：λR0＝λb-ur(5)λL0＝λb-ul(6)案例1，無人機在初始側向偏差10m，初始偏航角10°，幹跑道情況下，λb＝0.1設定狀態反饋器參數，k1＝80，k2＝30，k3＝0.8，k4＝1.8，增益控制器參數，a＝1.16，b＝-0.02，設定控制分配器參數，kr＝0.3，kr0＝0.6，cr＝0.2，cv＝18，基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法的仿真結果如圖4-9所示：在初始大偏航角，大側向偏差的情況下，無人機穩定收斂到跑道中心線附近。整個滑跑過程中，機體的偏航角，側滑角以及偏航速率均穩定收斂。由機體速度和左右主機輪變化過程可知，在整個調節過程中，系統始終處於防滑狀態，且在調節後期，滑移率處於某一固定值，相比被動式輪間交叉保護控制算法，有效地減小了剎車距離。本申請是基於現有技術提出分解控制。相比傳統的被動式輪間交叉保護控制算法，基於分解控制的無人機地面滑跑糾偏控制方法能夠在初始大幹擾的情況下使無人機穩定收斂到跑道中心線附近，且有效地減小了剎車距離。本發明涵蓋任何在本發明的精髓和範圍上做的替代、修改、等效方法以及方案。為了使公眾對本發明有徹底的了解，在以下本發明優選實施例中詳細說明了具體的細節，而對本領域技術人員來說沒有這些細節的描述也可以完全理解本發明。另外，為了避免對本發明的實質造成不必要的混淆，並沒有詳細說明眾所周知的方法、過程、流程、元件和電路等。以上所述僅是本發明的優選實施方式，應當指出，對於本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理的前提下，還可以作出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發明的保護範圍。