專利名稱：：一種無人機發(fā)動機意外停車下的自動歸航控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及一種無人機發(fā)動機意外停車下的自動歸航控制方法，屬于無人機自動飛行控制領(lǐng)域。技術(shù)背景飛機發(fā)動機是一個集機械、電氣、液壓技術(shù)為一體，利用熱力學原理產(chǎn)生推進力的復(fù)雜系統(tǒng)。發(fā)動機是飛機獲取推力的來源，一旦發(fā)動機意外停車，飛機會馬上失去動力。美國全球鷹無人機在一次試飛試驗過程中，就曾因為發(fā)動機故障而墜毀，損失慘重?；铏C是一種無動力的輕型飛機，在空中用來克服氣動阻力的前進動力是借助位能(或高度)的轉(zhuǎn)換，它可以像常規(guī)飛機那樣著陸。通常，把滑翔經(jīng)過的地面距離與高度損失比稱為滑翔比，也是升阻比。比如一架高性能有人駕駛滑翔機的滑翔比約為40，即高度每損失lOOm，可以滑翔飛行4km。當氣動阻力最小的時候，飛機的滑翔最為平坦，這時的滑翔速度就是最佳滑翔速度，對應(yīng)的滑翔比稱為最佳滑翔比，即在無動力的情況下，如果飛機以最佳滑翔速度滑翔，那么飛機可以獲得最大的滑翔距離。如果在無人機的發(fā)動機停車后，利用該無人機的滑翔性能，通過自主控制使飛機能夠像滑翔機那樣滑翔飛行，那么就可以減少很多損失了。目前國內(nèi)無人機技術(shù)的發(fā)展非常迅速，自動化、智能化是無人機發(fā)展的一個新方向，如果能夠充分利用這種自主型無人機的優(yōu)勢，預(yù)先設(shè)計一條歸航航線，在發(fā)動機停車的情況下，自動調(diào)節(jié)各個操縱舵面，對其實施適當?shù)目刂疲敲淳涂梢允沟蔑w機在無動力的情況下盡可能保持最佳的滑翔速度，沿著預(yù)先設(shè)計的歸航航線滑翔，以獲得最大滑翔距離，到達迫降場附近，獲得無動力著陸的機會。而目前該領(lǐng)域技術(shù)非常欠缺。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明提供一種應(yīng)用于無人機的自動歸航控制方法，在發(fā)動機停車的情況下，可以不受天氣、天候、目視距離等條件的限制，通過對升降舵舵機、副翼舵機的協(xié)調(diào)控制，使得飛機能夠自動沿著歸航航線以最佳滑翔速度向迫降場滑翔飛行，獲得實現(xiàn)無動力著陸的機會，從而減小損失。為達到此目的，本發(fā)明的構(gòu)思是第一，設(shè)計歸航航線，該航線位于迫降場中心區(qū)域，這樣可以使無人機在發(fā)動機意外停車時沿著這條歸航航線向迫降場飛行；其中，迫降場是指由于出現(xiàn)意外情況，飛機不能4到達預(yù)定機場著陸，而在中途緊急著陸的區(qū)域。迫降場通常是在飛機起飛前指定好的固定地點，也可以根據(jù)具體情況的緊急程度臨時改變。迫降場的選定與飛機類型有關(guān)，不同的飛機迫降場不一樣。一般而言，大型飛機需要的迫降場區(qū)域要比較大，小型飛機需要的迫降場區(qū)域可以小一些。第二，充分利用飛機的滑翔性能，當發(fā)動機停車時使飛機以最佳滑翔速度飛行，獲得最佳滑翔比，當飛機在遠離迫降場時能夠盡量飛回到迫降場。根據(jù)以上構(gòu)思，本發(fā)明提供的歸航控制方法包括以下兩個步驟步驟一歸航航線確定；根據(jù)已知的迫降場位置信息，在該迫降場期望的著陸方向上，分別選取兩個點作為航點，這兩個點的經(jīng)度和緯度即為航點的經(jīng)度和緯度，這兩個航點所確定的航線即為歸航航線；選取的兩個航點，應(yīng)使得這兩個航點所確定的歸航航線位于迫降場的中心區(qū)域。步驟二自動歸航控制；對升降舵舵機采用空速控制，副翼舵機采用側(cè)偏距控制。本發(fā)明的優(yōu)點在于(1)運用本方法進行自動歸航控制，可以使無人機在發(fā)動機意外停車的情況下，自動沿著歸航航線向迫降場飛行，獲得無動力著陸的機會，從而減小損失；(2)運用本方法進行自動歸航控制，可以不受天氣(晴天、雨天、霧天等)、天候(白天、黑夜)以及目視距離等客觀條件的影響，使無人機自動歸航；(3)運用本方法進行自動歸航控制，可以不受飛行操縱手自身心里素質(zhì)、操縱習慣等人為因素的影響，使無人機根據(jù)預(yù)先設(shè)計的最佳控制方案自動歸航。圖l為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法的示意框圖；圖2為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法中歸航航線確定的示意圖；圖3為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法中升降舵的控制框圖；圖4為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法中副翼的控制框圖。具體實施方式下面結(jié)合具體實施方式對本發(fā)明作進一步的說明。圖1是本發(fā)明所述自動歸航控制方法的示意框圖。如圖1所示，首先根據(jù)迫降場的位置信息，確定歸航航線。利用歸航航線信息、最佳滑翔速度，根據(jù)無人機的側(cè)偏距及空速信息，分別對升降舵舵機2、副翼舵機6采用空速控制、側(cè)偏距控制，從而實現(xiàn)自動歸航控制。以下為本發(fā)明應(yīng)用的一個實施例步驟一確定歸航航線；根據(jù)已知迫降場的位置信息，在該迫降場期望的著陸方向上，分別選取兩個點作為航點，使得這兩個航點所確定的歸航航線位于迫降場的中心區(qū)域；其中，迫降場期望的著陸方向與迫降場的形狀有關(guān)，應(yīng)取其長度最長的方向作為著陸方向。圖2是發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法中歸航航線確定的示意圖。如圖2所示，某迫降場為不規(guī)則形狀，取其長度最長的方向作為迫降場期望的著陸方向，在該著陸方向上取兩個點A、B，使得A、B兩點確定的歸航航線位于迫降場的中心區(qū)域，這樣可以使得飛機盡量向迫降場中心降落。步驟二自動歸航控制；進行自動歸航控制，是對升降舵舵機2釆用空速控制，副翼舵機6采用側(cè)偏距控制。其中，空速是指飛機相對于空中氣流的飛行速度，是地速與風速的矢量和，一般由大氣數(shù)據(jù)計算機測量得到；側(cè)偏距是指飛機偏離歸航航線的側(cè)向垂直距離，一般由導(dǎo)航裝置測量得到。圖3為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的歸航控制方法中升降舵的控制框圖，其基本控制過程為將最佳滑翔速度與無人機的一個空速測量裝置4所測得的空速的實際值進行比較，得到誤差e,其中空速測量裝置4通常是大氣數(shù)據(jù)計算機；由空速控制算法1算得控制量，升降舵舵機2根據(jù)該控制量進行相應(yīng)調(diào)整，從而控制無人機運動學環(huán)節(jié)3，如此循環(huán)，其中空速控制算法1的具體控制規(guī)律如式(1)所示。+^〖(^-^>/,+&9+^^(1)式(1)中，《為升降舵舵機2的調(diào)整量，^為最佳滑翔速度，^為空速，《9為俯仰角，A為俯仰角速率，^p為空速控制比例參數(shù)，尺w為空速控制積分參數(shù)，《a為》的控制參數(shù)，/;為《2的控制參數(shù)；測量空速的裝置通常是大氣數(shù)據(jù)計算機，測量A的裝置通常是角速率陀螺，測量>9的裝置通常是導(dǎo)航裝置或垂直陀螺。圖4為本發(fā)明所述發(fā)動機停車下的歸航控制方法中副翼的控制框圖，其基本控制過程為將無人機的另一種側(cè)偏距測量裝置7所測得的側(cè)偏距實際值與0進行比較，得到i吳差e'，其中側(cè)偏距測量裝置7通常是導(dǎo)航裝置；由側(cè)偏距控制算法5算得控制量，副翼舵機6根據(jù)該控制量進行相應(yīng)調(diào)整，從而控制無人機運動學環(huán)節(jié)3，如此循環(huán)，其中側(cè)偏距控制算法5的具體控制規(guī)律如式(2)所示《尺4+V(2)式(2)中，《為副翼舵機6的調(diào)整量，Sg為側(cè)偏距，4為側(cè)偏移速度，y為滾轉(zhuǎn)角，6^^為Sg的控制參數(shù)，《.為^的控制參數(shù)，/^為y的控制參數(shù)；測量&和4的裝置通常是導(dǎo)航裝置，測量^的裝置通常是導(dǎo)航裝置或垂直陀螺。在自動歸航控制過程中，雖然飛機已經(jīng)沒有動力，伹是通過對升降舵舵機2和副翼舵機6的協(xié)調(diào)控制，使得飛機盡量以最佳滑翔速度沿著歸航航線向迫降場滑翔飛行，獲得無動力著陸的機會。如某無人機的飛行控制系統(tǒng)及其飛行模擬訓練系統(tǒng)都應(yīng)用了本發(fā)明方法，該無人機的最佳滑翔比約為12~14，迫降場為起降機場，因此選取其跑道中心線上兩點作為歸航航線的兩個航點，即歸航航線與跑道中心線重合。為了驗證該方法，在該無人機的一次飛行模擬訓練中，三個飛行操縱手進行了發(fā)動機停車下的最大滑翔距離飛行測試，條件是在無風情況下，無人機自主起飛爬升到300m時發(fā)動機停車，飛行操控手遙控飛機滑翔回到迫降場；在相同條件下，也進行了應(yīng)用本方法自動歸航控制下的自主滑翔飛行。表l是操縱手遙控與自主飛行控制下無人機多次滑翔的最大滑翔距離及滑翔比。需要說明的是，三個飛行操縱手都是在遙控飛行方面具有多年經(jīng)驗豐富、訓練有素的髙級技術(shù)人員，參加過多次遙控飛行表演，同時承擔了多個項目的飛行操縱任務(wù)。表1最大滑翔距離及滑翔比<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>由表l可知，遙控飛行技術(shù)熟練的飛行操縱手，受到目視距離、夕卜界環(huán)境干擾、心里素質(zhì)、自身操縱習慣等各種因素的影響，所能達到的滑翔比與該無人機的最佳滑翔比1214還是有一定差距的；而且，如果是實際飛行操縱，飛行操縱手還將受到天氣、天候等因素的影響，由此也會影響最終的操縱控制，導(dǎo)致最終不能達到理想效果；而運用本發(fā)明歸航控制方法的自主飛行控制，基本上能夠達到該無人機的最佳滑翔比，滑翔距離比原來提高30%40%;這對于在巡航過程中執(zhí)行任務(wù)的無人機，如果意外發(fā)生停車，那么能夠獲得較遠的滑翔距離將對實現(xiàn)無動力著陸起到非常重要的作用，而且可以不受各種天氣、天候等客觀因素和操縱手自身心里素質(zhì)、操縱習慣等人為因素的影響，以最為平穩(wěn)的姿態(tài)自動滑翔飛行到迫降場。本發(fā)明已經(jīng)應(yīng)用于某無人機飛行控制系統(tǒng)及其飛行模擬訓練系統(tǒng)中，效果良好。權(quán)利要求1、一種無人機發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法，主要應(yīng)用于在發(fā)動機意外停車的情況，其特征在于，該方法包括如下兩個步驟步驟一歸航航線確定；根據(jù)已知的迫降場位置信息，在該迫降場期望的著陸方向上，選取兩個點作為航點，這兩個點的經(jīng)度和緯度即為航點的經(jīng)度和緯度，這兩個航點所確定的航線即為歸航航線；步驟二自動歸航控制；自動歸航控制是通過對升降舵舵機、副翼舵機的控制實現(xiàn)的；升降舵舵機采用空速控制，副翼舵機采用側(cè)偏距控制；空速控制主要通過調(diào)整升降舵舵機進行控制，其基本控制過程為a)將無人機的空速測量裝置(4)所測得的實際空速與最佳滑翔速度進行比較，得到誤差e；b)通過空速控制算法(1)計算出升降舵舵機的調(diào)整量；c)根據(jù)計算出的調(diào)整量不斷調(diào)整升降舵舵機，繼而控制無人機動力學環(huán)節(jié)(3)；d)無人機的空速測量裝置(4)將測量的實際空速反饋回去，與最佳滑翔速度再次進行比較，如此循環(huán)；空速控制算法(1)實現(xiàn)的控制算法具體是id="icf0001"file="S2008101031406C00011.gif"wi="86"he="6"top="160"left="25"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>其中，δz為升降舵舵機的調(diào)整量，Vg為設(shè)置的最佳滑翔速度，Vk為空速，id="icf0002"file="S2008101031406C00012.gif"wi="2"he="3"top="170"left="84"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>為俯仰角，ωz為俯仰角速率，Kvp為空速控制比例參數(shù)，KvI為空速控制積分參數(shù)，id="icf0003"file="S2008101031406C00013.gif"wi="4"he="4"top="178"left="74"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>為id="icf0004"file="S2008101031406C00014.gif"wi="2"he="3"top="178"left="85"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>的控制參數(shù)，Kωz為ωz的控制參數(shù)；側(cè)偏距控制主要通過調(diào)整副翼舵機進行控制，其基本控制過程為a)將無人機的側(cè)偏距測量裝置(7)所測得的實際側(cè)偏距與0進行比較，得到誤差e’；b)通過側(cè)偏距控制算法(5)計算出副翼舵機的調(diào)整量；c)根據(jù)計算出的調(diào)整量不斷調(diào)整副翼舵機，繼而控制無人機動力學環(huán)節(jié)(3)；d)無人機的側(cè)偏距測量裝置(7)將測量的側(cè)偏距反饋回去，與0再次進行比較，如此循環(huán)；側(cè)偏距控制算法(5)實現(xiàn)的控制算法具體是<math-cwu><![CDATA[<math><mrow><msub><mi>&delta;</mi><mi>x</mi></msub><mo>=</mo><msub><mi>K</mi><msub><mi>S</mi><mi>g</mi></msub></msub><msub><mi>S</mi><mi>g</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>K</mi><msub><mover><mi>S</mi><mo>&CenterDot;</mo></mover><mi>g</mi></msub></msub><msub><mover><mi>S</mi><mo>&CenterDot;</mo></mover><mi>g</mi></msub><mo>+</mo><msub><mi>K</mi><mi>&gamma;</mi></msub><mi>&gamma;</mi><mo>,</mo></mrow></math>]]></math-cwu><!--imgid="icf0005"file="S2008101031406C00015.gif"wi="46"he="8"top="232"left="120"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/-->其中，δx為副翼舵機的調(diào)整量，Sg為側(cè)偏距，id="icf0006"file="S2008101031406C00016.gif"wi="3"he="6"top="243"left="90"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>為側(cè)偏移速度，γ為滾轉(zhuǎn)角，KSg為Sg的控制參數(shù)，id="icf0007"file="S2008101031406C00017.gif"wi="5"he="6"top="255"left="25"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>為id="icf0008"file="S2008101031406C00018.gif"wi="3"he="6"top="253"left="36"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="no"/>的控制參數(shù)，Kγ為γ的控制參數(shù)。2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無人機發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法，其特征在于步驟一所述的迫降場期望的著陸方向與迫降場的形狀有關(guān)，取迫降場長度最長的方向作為著陸方向。3、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無人機發(fā)動機停車下的自動歸航控制方法，其特征在于步驟一所述的確定的歸航航線位于迫降場的中心區(qū)域。全文摘要本發(fā)明提供一種無人機發(fā)動機意外停車下的自動歸航控制方法，該方法包括歸航航線確定和自動歸航控制兩個步驟。根據(jù)已知的迫降場位置信息，在迫降場期望的著陸方向上，選取兩個點作為航點，這兩個點的經(jīng)度和緯度即為航點的經(jīng)度和緯度，這兩個航點所確定的航線即為歸航航線；自動歸航控制是通過對升降舵舵機、副翼舵機的控制實現(xiàn)的；升降舵舵機采用空速控制，副翼舵機采用側(cè)偏距控制；運用本發(fā)明進行自動歸航控制，可以不受天氣、天候以及目視距離等客觀條件的影響，在發(fā)動機意外停車的情況下，使得飛機能夠沿著歸航航線以最佳滑翔速度向迫降場滑翔飛行，獲得實現(xiàn)無動力著陸的機會，使無人機自動歸航，從而減小損失。文檔編號G05D1/10GK101256412SQ200810103140公開日2008年9月3日申請日期2008年3月31日優(yōu)先權(quán)日2008年3月31日發(fā)明者張翠萍,王宏倫,王英勛申請人:北京航空航天大學