摘"要：研究固定翼無人機短距著陸性能具有十分重要的現(xiàn)實意義?；趯ο鬅o人機三種襟翼構(gòu)型中的著陸襟翼構(gòu)型，分析以固定油門為基礎(chǔ)的傳統(tǒng)著陸控制方式存在的缺陷性問題，從動力學(xué)角度分析近地段在低速、大姿態(tài)狀態(tài)下各項著陸指標(biāo)間的相互制約關(guān)系，并得出“空速為影響著陸性能的主導(dǎo)誘因”這一重要結(jié)論，從動力學(xué)角度提出油門速度閉環(huán)控制方案。在控制律設(shè)計過程中，創(chuàng)新性地采用線性化理論分析和半物理非線性仿真相結(jié)合的手段，充分結(jié)合工程實踐經(jīng)驗，突出了油門速度控制的特殊性與有效性，使著陸性能得到前所未有的提升。

關(guān)鍵詞：固定翼無人機；短距著陸；著陸敏感性；推力非線性；速度控制

中圖分類號：V249""文獻標(biāo)志碼：B""文章編號：1671-5276（2024）02-0258-08

Reserch on Control Strategy for Short Landing of UAV

LYU Jianwei，HUANG Yimin，WEI Shuo

（College of Automation Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211106，China）

Abstract：Reserch on short-range landing performance of fixed wing UAV has great practical significance. Based on the landing flap configuration among the three flap configurations of the target UAV， this paper analyzes the defects of the traditional landing control mode based on fixed throttle， and elaborates the mutual restriction relationship between various landing indicators in the near field at low speed and large attitude from the perspective of dynamics， The important conclusion that \"airspeed is the leading inducement affecting landing performance\" is drawn， and the closed-loop control scheme of throttle speed is proposed from the perspective of dynamics. In the process of control law design， the combination of linear theoretical analysis and semi physical nonlinear simulation is innovatively adopted， with full ingretation of engineering practical experience， which highlights the particularity and effectiveness of throttle speed control， and improves the landing performance unprecedentedly.

Keywords：fixed wing UAV；shorting landing；landing sensitivity；thrust nonlinearity；speed control

0"引言

對象無人機以阿若拉有人機改無人機的形式，其具有固定翼常規(guī)氣動構(gòu)型布局，屬于一種典型的輕型運動類特技飛機。原機屬性決定了該飛機具備高升阻比和高氣動效率的特點，在保障著陸基本安全的同時，力求提升著陸的短距性能，這給著陸控制律設(shè)計帶來了很大挑戰(zhàn)［1］。

在對象無人機傳統(tǒng)著陸淺下滑段的控制中，采用固定油門和俯仰角閉環(huán)拉起的控制策略，已安全完成數(shù)次飛行任務(wù)。原控制策略在試飛中，由于ROTAX-914發(fā)動機小油門段存在推力線性度差、控制靈敏度高等一系列問題，在淺下滑段經(jīng)常因推力設(shè)計估算值偏小而出現(xiàn)拉飄現(xiàn)象，必須通過人為反復(fù)遙調(diào)油門操作才能安全著陸。固定油門的著陸方式嚴(yán)重破壞了著陸的自主性，既大大影響了著陸的短距性與精確性，還嚴(yán)重影響著陸性能的一致性。因此，將油門參與到淺下滑控制方案的想法呼之欲出。

本文首先深入分析了原固定油門控制方案的不足，其次從飛行動力學(xué)角度建立了空速、下沉率與俯仰角之間在低速狀態(tài)下的制約關(guān)系，找到了空速這一主要矛盾，最終提出并設(shè)計了油門到空速的閉環(huán)控制方案。作為對象無人機在淺下滑段首次使用速度閉環(huán)，該方案在半物理平臺驗證下體現(xiàn)出了較強的魯棒性，大大提高了著陸的短距性與一致性。

1""著陸動態(tài)過程描述

1.1""著陸階段劃分

實驗室歷年在固定翼項目的研究中已經(jīng)形成了一套成熟的固定翼無人機進場著陸流程。一般將無人機著陸流程分為：進場平飛段、軌跡捕獲段、陡下滑段、淺下滑段和地面滑跑段［2～4］。著陸各階段的剖面解析圖如圖1所示。著陸軌跡線參數(shù)如表1所示。

無人機著陸階段復(fù)雜，每個階段的任務(wù)各不相同。無人機著陸重點關(guān)注的是陡下滑段和淺下滑段，其中以淺下滑段的控制尤為重要，將直接影響觸地指標(biāo)，也是控制律不斷改進的重點階段［5］。

1.2""淺下滑段動態(tài)過程

當(dāng)無人機陡下滑高度降低至預(yù)設(shè)淺下滑高度（HEXP）后，即標(biāo)志著進入淺下滑階段。對動態(tài)過程的物理性描述如下。

淺下滑階段是一個姿態(tài)不斷拉起、速度不斷減小、高度勻速降低的動態(tài)非制導(dǎo)控制過程。從運動學(xué)角度可分為“過渡減速”和“穩(wěn)態(tài)維持”兩大階段。“過渡減速”是指姿態(tài)由陡下滑時的穩(wěn)態(tài)拉起至觸地預(yù)設(shè)姿態(tài)（5°）的整個動態(tài)過程；“穩(wěn)態(tài)維持”是指高度下降到近地階段（5m～8m）后，一切觸地指標(biāo)（姿態(tài)、空速和下沉率）維持穩(wěn)定直至觸地的過程。

其中，“過渡減速”段由于各物理量間存在很強的制約耦合關(guān)系，歷來作為研究課題的難點，也是所有控制律作用的重點階段。

1.3"傳統(tǒng)著陸縱向控制策略

傳統(tǒng)淺下滑段控制流程為：油門采用固定油門方式，俯仰角進行第一次開環(huán)拉起，以建立-1m/s附近的初始下沉率。隨后，俯仰角指令繼續(xù)以開環(huán)形式給定，給定方式為待飛距的函數(shù)，減速的同時姿態(tài)角逐漸拉起，直至觸地。傳統(tǒng)控制律的常規(guī)操作流程如表2所示。

2"問題描述與機理分析

2.1"油門不確定性問題

對象無人機分別在傳統(tǒng)控制策略上以15°襟翼完成了首飛，以30°襟翼完成了第二次飛行。在兩次飛行過程中，存在著一個對著陸影響最大的問題是，淺下滑段需頻繁人為遙調(diào)油門操縱，才能使無人機能夠正常著陸，嚴(yán)重影響了著陸過程的自動化程度。結(jié)合兩次實飛數(shù)據(jù)，模擬現(xiàn)場飛手操縱的著陸性能如表3所示。

在短暫的淺下滑段，兩次飛行都出現(xiàn)了相同情況：拉飄平飛和頻繁地減小油門遙調(diào)操縱。這說明在仿真設(shè)計過程中，對相同油門開度下的推力估算普遍偏小（實際推力比仿真大），故每次都不得不通過減油門操縱才能使無人機安全著陸。

2.2"敏感性分析

由淺下滑相對平衡段的配平機理可知，油門作為縱向受力分量的核心支柱，推力的不確定性是影響著陸“三要素”（姿態(tài)、下沉率和落點）的罪魁禍?zhǔn)住\下滑段固定油門，不論是絕對油門還是相對油門，對應(yīng)推力的一致性差，導(dǎo)致推力難以把握。該控制方式也和有人機著陸的操作方式相違背。推力在小油門段的不確定性，是和對象無人機發(fā)動機本體特性息息相關(guān)的。

對象無人機采用ROTAX-914發(fā)動機，其本體特性是造成小油門段推力曲線非線性差的根源之所在：1）活塞式化油器發(fā)動機小油門段功率輸出非線性度差；2）雙渦輪增壓機構(gòu)對環(huán)境靈敏度要求高（溫度、氣壓和濕度等）；3）飛行前人為調(diào)教怠速閥對基準(zhǔn)功率輸出的影響。

其次，著陸“三要素”對推力不確定性的敏感性程度高。形成了“推力非線性度差→空速敏感→影響著陸三要素”這一影響關(guān)系鏈條。其中，油門推力的非線性是主要矛盾，也是首要問題。

為了凸顯該敏感性，特以基態(tài)固定油門為基礎(chǔ)，進行以2%為跨度的油門上下遙調(diào)測試，以反映小油門段中油門開度的輕微變化對著陸品質(zhì)所造成的巨大影響。以基態(tài)為中間值，2%為步長，上下依次遙調(diào)油門。為了對比方便，空速下降率按時間計算；觸地位置在基準(zhǔn)狀態(tài)前為正，在基準(zhǔn)狀態(tài)后為負。綜上計算得到著陸敏感性量表如表4所示。足以見得，在其他控制律都不變的情況下，淺下滑油門僅僅變化±2%，就足以造成超過100m的落地偏差，對空速造成2m/s～4m/s的偏差，空速進而影響以姿態(tài)為首的著陸“三要素”。

在相同油門跨度變化下，著陸參數(shù)的變化也表現(xiàn)出了較大的非線性。對推力變化最為敏感的是空速，而空速對觸地姿態(tài)影響又最大（圖2和圖3）。這些現(xiàn)象的背后都共同指向一個問題，即小油門段的油門開度對應(yīng)的推力線性度差，由此引發(fā)對著陸控制的敏感性問題。

空速作為影響著陸“三要素”的首要因素，對推力的變化最為敏感［6］。油門推力成為了影響著陸的主要矛盾，抓住推力對空速的控制，就相當(dāng)于抓住了著陸的“主控權(quán)”和著陸“三要素”的命脈，通過對空速的控制，擺脫推力的敏感區(qū)間，進而提升著陸品質(zhì)。

以有人機在近地段的駕駛操作為啟發(fā)，淺下滑段引入油門參控的方案成為當(dāng)前的迫切需要。油門參控可以使淺下滑段的推力“化被動為主動”，擺脫發(fā)動機本體在小油門段線性度差的影響，弱化淺下滑段對“固定油門開度而間接固定推力”的依賴，縱向上升降舵和油門的操作輸入至此才算完備。充分發(fā)揮縱向控制的能動性，同時對風(fēng)干擾等不確定性因素也能起到一定程度的改善。

3"油門速度控制策略

3.1"淺下滑速度控制特性分析

1）速度控制的差異性

在固定翼無人機中，油門速度控制隨處可見。由傳統(tǒng)著陸控制可知，淺下滑段從25m高度開始，具有高度低、時間短的典型特征。其間，空速變化跨度大（35m/s～22m/s），相對平衡段維持時間短，而閉環(huán)控制就作用于相對平衡段中。若以速度控制介入時機為分界，又可將“過渡減速段”劃分為“拉起過渡段”和“速度控制介入段”，其各自特性如表5所示。本文的研究重點在“速度控制介入段”。

淺下滑段速度控制與巡航段有很大不同：就飛行狀態(tài)而言，巡航階段姿態(tài)在0°附近，而在淺下滑段中，姿態(tài)也在動態(tài)變化；從控制指令而言，巡航階段的速度指令為“定常指令”，而淺下滑段為“線性指令+定常指令”，控制任務(wù)各不相同。巡航段的速度控制律如式（1）所示。

δp=δtrimp+KVp（V－Vg）+KIVp∫（V－Vg）

（1）

式中：|KVp|=1.5；|KIVp|=0.2。

綜上所述，和巡航階段相比，淺下滑速度控制存在如下3點顯著差別。

a）低空速區(qū)間對穩(wěn)態(tài)控制的精確性要求（由空速對姿態(tài)的制約關(guān)系決定）：根據(jù)淺下滑配平關(guān)系表可知，空速與姿態(tài)存在明顯的制約關(guān)系，并且隨著空速的降低，這種制約關(guān)系越強。該特性是由對象無人機高靈敏氣動特性決定的；而空中巡航段不需要考慮空速與姿態(tài)之間的關(guān)系。

b）低高度閾值對動態(tài)控制的快速性要求（由高度和姿態(tài)安全裕度決定）：姿態(tài)按高度拉起，淺下滑高度一般小于25m，要求速度控制在短時間內(nèi)完成跟蹤過渡并達到穩(wěn)態(tài)；而空中巡航段有充足的航段飛行時間進行調(diào)速［7］。

c）小油門段油門開度與推力輸出非線性過強（由發(fā)動機本體特性決定）：對象無人機油門在10%以下即進入小油門段范疇，油門開度與推力呈現(xiàn)出很強非線性關(guān)系，將會導(dǎo)致設(shè)計的油門值不能與推力形成良好對應(yīng)，增大控制難度。

2）空速的制約關(guān)系

空速與姿態(tài)存在明顯制約關(guān)系和敏感特性，要想深入研究兩者關(guān)系，認識“空速”對于著陸的主導(dǎo)地位，了解相對平衡段配平點的特殊性是十分必要的。

相對平衡段的任意一點皆可配平，這些可配平點稱之為“準(zhǔn)平衡狀態(tài)”，是以姿態(tài)變化為主，尋找油門建立起來的縱向分力平衡的動態(tài)過程，表現(xiàn)為下沉率的穩(wěn)定，其示意圖如圖4所示。而平飛的配平點是嚴(yán)格的平衡態(tài)，其各項物理量和運動表現(xiàn)均保持不變。兩者在配平機理上相同，只是在配平點上的物理意義存在差異。其中，以油門建立的縱向分力占據(jù)很大一部分，而此時空速較低（普遍在28m/s以下），姿態(tài)拉起帶來的氣動力在縱向分量上貢獻較小，并且迎角很快會跨過最大升阻區(qū)（2° ～-3°）。

綜上所述，油門參控將會使“支柱”發(fā)生根本性變化，在關(guān)系上使得這種制約由縱向發(fā)展轉(zhuǎn)變?yōu)闄M向發(fā)展，給整個相對平衡段賦予“智能”，增強淺下滑段的靈活性，削弱甚至擺脫實際油門不準(zhǔn)帶來的著陸適應(yīng)性問題。

3）減速效能分析

30°襟翼作為著陸構(gòu)型，其淺下滑階段的減速效率至關(guān)重要。在拉起過程中，俯仰角不論按待飛距拉起還是按高度拉起，都可近似為勻速拉起，拉起動作在操作上是獨立的。由空速與姿態(tài)的函數(shù)關(guān)系曲線（圖5）可知，在保證下沉率-1m/s前提下，空速是制約姿態(tài)的重要變量。

圖6是仿真數(shù)據(jù)，最小油門開度在3%下的減速效率（-0.92m/s2）；圖7是實飛數(shù)據(jù)，固定油門開度10%并反復(fù)遙調(diào)的平均減速效率（-0.44m/s2）。對比發(fā)現(xiàn)，最小油門開度的下沉率非常穩(wěn)定；而實飛中固定10%油門的減速效率明顯偏小，必須通過人工反復(fù)遙調(diào)才能正常著陸，下沉率從平飄到減小再到增大。由此說明，減速過程中所固定的油門只要大于最小油門，對30°襟翼而言，減速效率均會普遍偏小，減速效能較差。

足以見得，油門處于3%的最小開度才能與姿態(tài)拉起速率相匹配。單從這一點也證明了30°襟翼具有高升阻和減速難的問題，而這些都是小襟翼存在的共性問題［8］。

3.2"速度控制律設(shè)計

1）速度控制設(shè)計基值選取

為了高效設(shè)計淺下滑速度控制律，選取某一空速作為穩(wěn)態(tài)進行設(shè)計至關(guān)重要。模擬巡航平飛階段的設(shè)計過程，考慮不同姿態(tài)下的平飛速度，使其迎角在最大升阻比迎角（2°～3°）附近。此意義在于，模擬淺下滑段縱向存在俯仰角控制情形下的準(zhǔn)平衡狀態(tài)。

在平飛條件下，順次按空速進行配平，得到表6平飛配平關(guān)系表，結(jié)合最大升阻條件，最終確定空速28m/s為該無人機的理論設(shè)計基值。

空速28m/s的設(shè)計基值，正好處于淺下滑速度控制區(qū)段中間，向上既能兼顧低速平飛的模態(tài)，向下又能作為淺下滑段油門速度的典型工作點。該點對應(yīng)的平飛模態(tài)作為又一典型工作點，成為油門速度控制研究的不二之選。

2）控制方案設(shè)計

基于半物理非線性仿真平臺，設(shè)計非線性仿真試驗，在原著陸控制不變的情況下，僅將淺下滑油門固定在最小油門開度3%，測試下沉率的動態(tài)特性以便設(shè)計控制方案的介入時機。由該試驗可知，下沉率能夠保持在-1m/s的時長約占整個相對平衡段的40%（圖8）。

以此下沉率特性為指導(dǎo)，得到控制方案規(guī)劃如圖9所示：姿態(tài)在5°前為相對平衡段，之后為近地段。在相對平衡段40%處，迎角恰好跨過最大升阻區(qū)，即將進入阻力大于升力的階段，若油門繼續(xù)維持在最小開度，下沉率將會越來越大。由此可清晰確定出：油門速度控制的作用區(qū)即為相對平衡段剩下的60%，5m高度處空速及其他各量達到穩(wěn)態(tài)，控制持續(xù)作用直至觸地。圖9中：H·為下沉率；Vi為指示空速；θ為俯仰角；α為迎角。

由固定最小油門的非線性試驗結(jié)果實驗充分證明，在俯仰角拉起速率基本不變的前提下，30°襟翼的升阻特性恰好與該減速效率相匹配，說明以合適的迎角速率和空速跨越了最大升阻區(qū)，才會出現(xiàn)縱向上的平衡；而在設(shè)計上，要求無人機在近地5m高度附近就應(yīng)完成所有動態(tài)過程的變換，各參數(shù)都需達到著陸狀態(tài)并保持，兩階段中間的斷層（5m～10m）即為速度控制的“舞臺”。

空速指令的設(shè)計在“油門速度控制作用區(qū)”顯得至關(guān)重要。由圖9可知，該作用區(qū)由“空速線性引導(dǎo)區(qū)”和“空速穩(wěn)定區(qū)”兩部分組成。其中，線性引導(dǎo)區(qū)的指令設(shè)計較為復(fù)雜，而穩(wěn)定區(qū)的指令設(shè)計可以直接由淺下滑的相對平衡段配平空速值確定：固定下沉率-1m/s，俯仰角穩(wěn)定在5°時刻的準(zhǔn)平衡狀態(tài)配平空速為22.5m/s。

當(dāng)迎角越過最大升阻比迎角后繼續(xù)增大，增阻能力逐漸高于增升能力，空速加速下降，油門速度控制的任務(wù)逐漸清晰。速度控制前期，線性給定指令保持空速下降率不變完成過渡，而后將空速固定在22.5m/s進入近地段并保持穩(wěn)定。由圖10可知，在40%階段中，空速下降率與姿態(tài)拉起速率相互匹配（斜直線），造成空速加速下降（分離曲線）的唯一原因是推力的縱向分量供給不足。經(jīng)計算，相對平衡段前期的40%實際空速的減速效率為-0.4m/s2，故為了使這一減速效率繼續(xù)與姿態(tài)拉起速率相適應(yīng)，空速指令也應(yīng)保持-0.4 m/s2的減速效率，由26m/s介入為始（下沉率達到穩(wěn)態(tài)初期時所對應(yīng)的空速），22.5m/s保持為止。至此，空速線性引導(dǎo)過渡段的指令函數(shù)就此確定，控制效果如圖11所示。

最終給出油門速度控制方案如表7所示。

最后，得到具體的控制律表達如式（3）所示。

δe=δtrimz+Kz（-c）+KIz∫（-c）dt+

Kωzzωz+δIHe，

δp=3%，Vi≥26，

δp=δtrimp+KVp（V-Vc）+KIVp∫（V-Vc）dt，22.5＜Vi≤26，

c=Ic=land+K·（Hflare-H）/Hflare，c≤5，5＜H≤Hflare，

c=Ic=5，H≤5（3）

4"仿真對比與分析

速度控制的首要目的就是要解決傳統(tǒng)控制中小油門段推力非線性差造成的著陸適應(yīng)性問題。為了驗證，在速度控制魯棒性科目中，創(chuàng)新性地新增了3種推力路徑差值下的推力不確定性仿真算法，如圖12所示。

由于對象無人機油門開度在10%以下非線性程度最強，故主要針對0%～10%區(qū)間內(nèi)的油門推力底層氣動函數(shù)的差值算法做出修改，模擬發(fā)動機本體推力不確定性大小變化的動態(tài)過程。其中，基于圖12中3種推力差值所衍生出的油門速度魯棒性測試組合如表8所示。

基于非線性實時仿真平臺仿真結(jié)果如圖13—圖22所示。

與傳統(tǒng)姿態(tài)閉環(huán)控制律相比：從宏觀上看，整個著陸過程的一致性有了顯著提高，充分體現(xiàn)出速度控制結(jié)構(gòu)“強一致性”的特點；從微觀上看，速度控制的引入切實抓住了空速的主導(dǎo)權(quán)（著陸速度誤差控制在±0.5m/s以內(nèi)），下沉率的波動稍有偏大，俯仰角都能達到4°以上水平，對觸地位置的一致性和精度也有了很大提高（由［-160m，+280m］提高至［-100m，+100m］之內(nèi)）。綜合其他魯棒性測試科目，對比如表9所示。“波動區(qū)間”的描述方式為：下沉率以-1m/s為中心，空速以22.5m/s為中心，觸地位置以基態(tài)0m為中心。

正是由于抓住了速度這一決定性參量，整個著陸過程才表現(xiàn)出如此的“強一致性”，這一現(xiàn)象也反向驗證了之前的判斷：空速在矛盾鏈條中處于主導(dǎo)地位這一重要觀點?，F(xiàn)將速度控制優(yōu)勢總結(jié)如下：

1）提高了全著陸過程、全魯棒性狀態(tài)的一致性；

2）縮短滑行距離，速度由“被動”化“主動”，在掌握空速的主控權(quán)后，觸地速度一致性很高，有效縮短著陸后滑行距離至150m以內(nèi)；

3）徹底擺脫了油門非線性區(qū)，工作區(qū)間處于10%以上；

4）提高了觸地精度，由原來的“百米級”提高到“十米級”。

但是，在實際工程應(yīng)用中，推力估算偏小的情況較為少見，實際推力偏大情況居多。但不論怎樣變化，上述均屬于推力不確定性的極端情況，下沉率都能維持在［-1.8m/s，-0.6m/s］之間，都在起落架能夠承受的安全范圍內(nèi)。

5"結(jié)語

本文從對象無人機在數(shù)次飛行任務(wù)中的實際工程問題出發(fā)，小油門段推力非線性程度高、低速段敏感性強對著陸自主性的破壞，揭示了傳統(tǒng)固定油門著陸控制方案的不合理性，以相對平衡段的制約關(guān)系為切入口，深入分析了淺下滑段的空速特性，并以空速為主要矛盾，創(chuàng)新性地提出油門速度閉環(huán)控制方案，在擺脫小油門段推力非線性問題的同時，著陸指標(biāo)的一致性得到了顯著提高。

通過非線性實時仿真平臺和數(shù)個架次的外場試飛驗證，證明了該控制策略的有效性。不論在方艙人員干預(yù)的操作上還是著陸的性能上，該控制策略較傳統(tǒng)方案體現(xiàn)出了很強的穩(wěn)定性和便利性，并將作為實驗室日后解決首飛著陸問題的主要技術(shù)方案。

參考文獻：

［1］ 吳森堂，費玉華. 飛行控制系統(tǒng)［M］. 北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

［2］ 胡兆豐，何植岱. 飛行動力學(xué)：飛機的穩(wěn)定性和操縱性［M］. 北京：國防工業(yè)出版社，1985.

［3］ 張蒙. 大展弦比無人機安全著陸縱向控制技術(shù)研究［D］. 南京：南京航空航天大學(xué)，2017.

［4］ 宋輝. 復(fù)雜條件下無人機自動著陸控制技術(shù)研究［D］. 南京：南京航空航天大學(xué)，2011.

［5］ 金偉. 小型雙發(fā)固定翼無人機飛行控制系統(tǒng)設(shè)計［D］. 上海：上海交通大學(xué)，2019.

［6］ 郭艷艷，陳瀾，楊常偉. 無人機著陸抗風(fēng)魯棒H_∞控制器設(shè)計研究［J］. 計算機測量與控制，2010，18（2）：348-350.

［7］ 黃筱鶯. 高超聲速飛行器助推段縱向控制技術(shù)研究［D］. 南京：南京航空航天大學(xué)，2019.

［8］ FAN Y M，DING M，CAO Y F. Vision algorithms for fixed-wing unmanned aerial vehicle landing system［J］. Science China Technological Sciences，2017，60（3）：434-443.

收稿日期：20220926