摘 要：固定翼無人機著陸性能是限制其發(fā)展的重要因素，提升其著陸性能有重要的現(xiàn)實意義。聚焦于著陸中的淺下滑段，對固定油門的傳統(tǒng)著陸控制方法進行分析并指出其存在的缺陷。通過姿態(tài)、速度和下沉率關系引出過程速度控制和末端速度控制的必要性，提出油門速度閉環(huán)控制方案。該方案解決了觸地姿態(tài)安全問題，大大提高了著陸的精度。

關鍵詞：固定翼無人機；精確著陸；姿態(tài)敏感性；速度控制

中圖分類號：V249文獻標志碼：B文章編號：1671-5276（2024）03-0249-06

Longitudinal Control Strategy for Precision Landing of UAV

Abstract：Since the landing performance of fixed wing UAV is an important factor limiting the development of UAV， it is of great practical significance to improve its landing performance. This paper focuses on the shallow glide section of landing， analyzes the traditional landing control method with fixed throttle， and indictes its shortcomings. The necessity of process speed control and terminal speed control is derived from the relationship between attitude， speed and sink rate， and a closed loop control scheme of throttle speed is proposed. The scheme solves the problem of touchdown attitude safety and greatly improves the landing accuracy.

Keywords：fixed wing UAV; precision landing; attitude sensitivity; speed control

0 引言

對象無人機為常規(guī)氣動布局大展弦比無人機，采用左右雙發(fā)動機布局。最大起飛質(zhì)量為2 300kg，全機長約12m，翼展為13m，高約3m。襟翼共有3檔，只能向下偏轉可開0°、20°、42°，襟翼開42°時的大阻力比較適合著陸減速。停機角達到2°，對觸地俯仰角有較高要求［1］。

對象無人機已完成多次飛行，但飛行效果不佳。雖能完成著陸，但觸地俯仰角小。其使用的傳統(tǒng)著陸控制策略在淺下滑段采用固定油門和俯仰角閉環(huán)拉起的控制策略。在傳統(tǒng)控制策略的淺下滑段，實飛和非線性實時仿真中均存在姿態(tài)-速度敏感性，導致觸地姿態(tài)?。欢潭ㄓ烷T單純依賴自身減速性能進行減速的方式魯棒性差，影響淺下滑過程速度一致性，使得下沉率曲線質(zhì)量差，最終導致觸地精度效果不佳。故油門-速度控制方案成為了解決姿態(tài)安全和觸地精度的最優(yōu)手段。

本文聚焦于淺下滑段，從傳統(tǒng)著陸控制方案出發(fā)，首先剖析姿態(tài)-速度敏感性，引出末端速度控制的必要性；其次從飛行動力學角度分析姿態(tài)、空速與下沉率之間的關系，提出過程速度控制對改善下沉率曲線質(zhì)量的必要性。最終提出速度-油門的閉環(huán)控制方案。該方案解決了觸地姿態(tài)安全問題，大大提高了著陸的精度。

1 著陸軌跡描述與分析

1.1 著陸軌跡描述

經(jīng)過多年設計經(jīng)驗積累，本實驗室已有一套成熟的固定翼無人機著陸軌跡流程。當對象無人機在完成預定飛行任務后進入著陸回收階段，整個著陸回收過程依次分為進場平飛段、軌跡捕獲段、陡下滑段、淺下滑段以及地面滑跑段［2-3］，其高度剖面圖如圖1所示，著陸軌跡線參數(shù)如表1所示。

如圖1所示，圖中點劃線為不同階段的預設高度指令軌跡線，而實線則為無人機實際飛行軌跡線。無人機基本按照預設軌跡線飛行，當進行階段切換時，為保持對下一階段的跟蹤性，可能提前切入下一階段軌跡，進行平滑過渡，導致預設軌跡與實際軌跡部分不重合。

無人機的著陸過程分為多個階段，為簡化軌跡線的設計，將軌跡線簡化為各個階段的直線并省去了各階段的過渡過程。其中無人機的進場平飛段為高度300m的水平直線；無人機的陡下滑段表現(xiàn)為斜率較大的斜線；淺下滑段則表現(xiàn)為斜率較小的斜線。由于地面效應存在，淺下滑段軌跡線通常延伸至地下10m［4］。

無人機的著陸軌跡線本質(zhì)上是無人機當前位置到預設著陸點之間的待飛距和高度的對應關系。無人機的著陸軌跡線可表達成待飛距與高度之間的分段函數(shù)，其數(shù)學表達式如式（1）所示。

1.2 傳統(tǒng)著陸縱向控制策略

傳統(tǒng)著陸控制策略的淺下滑段使用俯仰角比例積分控制，油門采用固定油門。其中俯仰角指令采用高度-俯仰角指令的計算方法，隨高度減小俯仰角指令線性拉起直至5°，俯仰角指令如式（2）所示，俯仰角-高度關系如圖2所示。

θc=θland+K（HEXP－H）/HEXP（2）

該控制方案依賴42°襟翼帶來的大阻力進行減速，通過姿態(tài)角的線性拉起配合其減速特性使下沉率快速拉起并穩(wěn)定在-1m/s左右。當離地3m時，將油門進一步減小至怠速油門，進一步增加觸地姿態(tài)角。傳統(tǒng)控制流程方案如表2所示。

2 問題描述與機理分析

2.1 速度-俯仰角敏感問題

對象無人機采用傳統(tǒng)著陸控制策略，以20°、42°襟翼分別完成著陸，兩次著陸存在同一個問題——觸地俯仰角小，僅有3°。而該機停機角為2°，俯仰角安全裕度不足，嚴重影響著陸安全。

在魯棒性驗證中，當無人機存在不確定性及受到外部干擾導致觸地速度不同時，相對應的俯仰角也隨之變化。這可能說明對象無人機在低速情況下，速度與俯仰角存在很強的負相關性，即速度越大，俯仰角越小。而實飛數(shù)據(jù)恰恰證實了這一點，實飛著陸時觸地速度偏大，觸地俯仰角偏小，與魯棒性驗證情況相吻合［5］。

2.2 敏感性分析

1）針對著陸速度進行仿真測試。選取33m/s、34m/s、35m/s 3個速度進行控制律調(diào)試，使下沉率基本保持在-1m/s。在只改變觸地空速的情況下，觀察觸地俯仰角情況，其飛機著陸姿態(tài)與速度關系如表3所示。

由表3可得，仿真測試時，在下沉率接近的情況下，觸地速度對對象無人機姿態(tài)有很大的影響，1m/s速度差導致俯仰角相差1.4°左右。

2）對無人機進行配平線性化。取下沉率為-1.0m/s，對33m/s、34m/s、35m/s進行配平線性化，其結果如表4所示。

由表4可得，在相同下沉率下，1m/s的速度差將會帶來1.2°的姿態(tài)差。將配平范圍擴大到速度33～38m/s，將其速度與俯仰角對應畫出并進行擬合，得到圖3。

由圖3可得，俯仰角-速度曲線可擬合為一個二次函數(shù)，隨著速度的減小，曲線斜率逐漸增加，即俯仰角-速度變化率增加，敏感性增加。當速度小于36m/s時，進入速度敏感區(qū)，此時俯仰角-速度變化率達到1°/（m/s）。故在配平線性化中仍存在速度-俯仰角敏感現(xiàn)象。

綜上所述，配平線性化是一個平衡態(tài)，即“靜態(tài)”。仿真過程中著陸是一個不斷變化的過程，即“動態(tài)”。前文從靜態(tài)、動態(tài)兩方面入手，發(fā)現(xiàn)對象無人機在低速情況下均存在速度-俯仰角敏感問題。相同的下沉率下1m/s的速度差會帶來1.2°的姿態(tài)差，這是不被允許的。

首先對該現(xiàn)象進行分析，升力由動壓、升力系數(shù)、參考面積三方面決定［6］。速度減小會導致動壓減小，飛機需要更大的主升力系數(shù)維持升力。而主升力系數(shù)與迎角基本呈線性增長趨勢，更大的主升力系數(shù)需要更大的迎角。速度與迎角呈線性減小趨勢正常，但變化率達到1°/（m/s）以上，則說明速度敏感區(qū)間對應的迎角-主升力系數(shù)曲線增長緩慢。

該飛機采用基于氣動數(shù)據(jù)的機理法建模［7］，主升力系數(shù)主要由機身、襟翼、起落架決定，將3項進行累加得到42°襟翼下的迎角-主升力系數(shù)曲線如圖4所示。

上述的速度敏感區(qū)間為32～35m/s，對應的迎角為4.2°～7.2°。由圖4可得此時的迎角-主升力系數(shù)斜率相比之前減小，主升力系數(shù)隨迎角增加放緩。

綜上所述，該飛機迎角-主升力系數(shù)曲線在迎角超過2°后主升力系數(shù)增長速度變緩，而敏感速度區(qū)間對應迎角正處于該范圍內(nèi)。當速度減小需要更大主升力系數(shù)時，就需要更大的迎角，導致出現(xiàn)了速度-迎角敏感區(qū)間。且根據(jù)圖3，速度越小，該現(xiàn)象越明顯。此為對象無人機的特性。

該飛機著陸速度區(qū)間正好處于速度-俯仰角敏感區(qū)間內(nèi)，無法通過回避的方式來解決，只能對速度進行控制，以此來減小該現(xiàn)象對著陸的影響。這為接下來的控制策略設計提供了明確思路。

3 油門速度控制策略

3.1 淺下滑特性分析

淺下滑控制設計的目的是實現(xiàn)俯仰角達到預期指令并保持對下沉率的穩(wěn)定控制，同時需要保證對其他縱向狀態(tài)維持在合理的范圍內(nèi)。在縱向狀態(tài)量中，俯仰角、下沉率、前向速度之間存在強烈的耦合［8］。升降速度會隨著姿態(tài)角的拉大而增加，也會隨著速度的減小而降低，如果兩者產(chǎn)生的效果能相互抵消，就能保持下沉率的穩(wěn)定。當油門固定不變時，淺下滑段速度在逐漸減小，僅靠單獨拉起俯仰角是可以實現(xiàn)下沉率的穩(wěn)定效果，傳統(tǒng)著陸控制律便是如此設計俯仰角單通道控制的。但該種方案存在兩方面的問題。

1）極其依賴對象無人機的減速性能，在固定油門下減速性能基本固定，因此為了保證下沉率需對俯仰角拉起速率進行設計。姿態(tài)角速率固定導致末端姿態(tài)角指令的大小與淺下滑決斷高度相關，在此基礎上使俯仰角指令在空中達到預期值并保持至落地，需要增加決斷高度。而姿態(tài)達到預期固定時速度仍在減小會導致末端下沉率降低，即為保持姿態(tài)需要增加決斷高度并損失末端下沉率質(zhì)量。

2）淺下滑段速度易受環(huán)境因素影響，當存在風干擾、升阻比系數(shù)以及發(fā)動機推力等因素時，淺下滑減速效果會受到明顯的影響，影響下沉率曲線質(zhì)量，甚至影響飛機著陸安全。

接入速度控制后，姿態(tài)控制只考慮俯仰角指標，下沉率穩(wěn)定則通過速度控制來解決，通過速度減小配合固定的俯仰角增加來穩(wěn)定下沉率，即需要對淺下滑過程中的速度進行控制。

上文提到對象無人機存在俯仰角-速度敏感性，在同一下沉率下速度的變化對俯仰角有巨大的影響，速度變化1m/s對應姿態(tài)變化1.2°。為保證末端的俯仰角安全，需要對觸地時的速度進行控制。

基于上述兩點理由，淺下滑階段需在大部分時間接入速度控制，即通過速度指令軟化對減速效能進行控制，也通過末端速度指令對末端速度進行控制。

3.2 速度控制方案設計

1） 速度接入時機設計

速度控制應在淺下滑過程的大部分時間中接入，需要對接入的時機進行選擇。首先在固定油門下以前文改進的俯仰角控制進行著陸，基于下沉率曲線對速度控制接入進行選擇。圖5為下沉率響應曲線。

由圖5可得，在俯仰角拉起前期由于速度較大，下沉率隨著俯仰角拉起快速增加至-0.7m/s后開始緩慢減小，此時進入相對穩(wěn)定段，持續(xù)6s后下沉率快速減小。此時對應空速為36m/s，其速度變化率已經(jīng)過大，導致下沉率無法維持，需要接入速度控制?？赏ㄟ^速度指令軟化的方式維持速度變化率，以此來穩(wěn)定下沉率。由于油門反應較慢，需要提前接入油門-速度控制來維持，故設計接入速度為38m/s。

淺下滑過程中的速度需維持一定的速度下降率配合固定的俯仰角拉起速率來穩(wěn)定下沉率，根據(jù)圖5可得前期速度減小率與俯仰角拉起速度配合較為合適，能維持下沉率在-1m/s左右，后續(xù)速度下降率過大導致下沉率無法維持。前期減速速率為1.5m/s，由此設計速度指令軟化也為1.5m/s，直至末端指令速度。

末端速度的大小需要根據(jù)配平進行選擇，表5為-1m/s下沉率時不同速度下的配平狀態(tài)。

根據(jù)表5的速度-俯仰角對應關系，選擇33m/s作為末端速度。至此，油門-速度控制的切入速度、末端速度、速度指令軟化速率均已確定，在此基礎上給出油門速度控制方案如表6所示。其中：ThetaCmd=IthetaCmd表示指令俯仰角、指令積分俯仰角，分別對應公式（4）的符號θcmd、Iθ，cmd；Vcmd為指令速度。

2） 速度控制結構設計

油門速度控制結構參考平飛段，采用PI控制，該控制方案能夠有效地消除凈差?？刂坡山Y構如式（3）所示?？刂平Y構如圖6所示。

對象無人機淺下滑段完整的縱向控制律如式（4）所示。

3） 抗風性驗證

眾所周知，升力由速度、迎角決定，而俯仰角-速度控制對于末端俯仰角、速度進行控制，使得俯仰角、速度固定。低速狀態(tài)下，俯仰角與迎角可認為近似相等。故俯仰角-速度控制方案的升力基本固定，近地時飛機近似處在平衡態(tài)。對于間接升力影響的干擾，即風干擾、阻力系數(shù)干擾等，均是通過影響姿態(tài)、速度來間接影響升力，而俯仰角-速度控制使得俯仰角、速度有良好的一致性，使得間接升力影響下的觸地精度較高。圖7—圖10為5m/s風干擾下的近地響應圖。

由圖7—圖10可得，當淺下滑受到風干擾時，空速瞬間增大至50m/s，下沉率曲線隨之響應迅速增大直至拉飄。由于淺下滑初期采用小油門快速減速直至40m/s的策略，空速隨之快速減小，趨勢與基態(tài)曲線一致；而俯仰角指令采用隨高度線性拉起的方式，隨著拉飄，俯仰角指令減小，使無人機低頭；空速的快速減小與俯仰角的減小，或在兩者共同作用下，下沉率隨之減小，結束了拉飄狀態(tài)。在待飛距300m處，空速減小至40m/s，接入油門-速度控制，速度平緩軟化，與俯仰角拉起配合，使下沉率穩(wěn)定在-1m/s附近，以穩(wěn)態(tài)觸地。

在著陸過程中，無人機俯仰角拉起，空速減小，二者配合使得下沉率穩(wěn)定，風干擾導致空速變化，兩者無法配合，使得下沉率超限。而空速控制正好解決該問題，在風干擾下依舊使得空速以預定指令軟化并維持，保證了與俯仰角的配合，解決了安全性問題。

眾所周知，風干擾引起的觸地誤差主要源于空速改變導致下沉率的變化，使得無人機滯空時間改變。而俯仰角隨高度響應和空速控制能快速使下沉率迅速反應，解除拉飄、掉高現(xiàn)象，使滯空時間趨于一致，5m/s常值風干擾下觸地誤差僅為55m。

對于真實無人機，其飛行過程中最大干擾因素便是風，如在著陸狀況時常常發(fā)生風干擾。該方案對于風的魯棒性極高，故該方案適用性較強。

4 仿真對比與分析

表7給出了著陸精度仿真的不確定性類型和大小。

基于非線性實時仿真平臺仿真結果如圖11—圖14所示。

與傳統(tǒng)著陸控制相比：整個著陸過程的一致性有明顯的提升，其中著陸速度一致性得到了明顯的提高，受速度影響極大的觸地姿態(tài)質(zhì)量隨之提高，充分體現(xiàn)了速度控制的優(yōu)勢。觸地速度誤差僅在±0.5m/s內(nèi)，觸地俯仰角均能達到4.8°以上，姿態(tài)安全得到充分保障；觸地下沉率波動不大，觸地精度也得到了巨大提升（由［-159，+238］m提升至［-93，+98］m）。其觸地數(shù)據(jù)對比如表8所示。

油門速度控制將速度這一關鍵因素穩(wěn)定，過程速度控制通過特定的速度指令軟化使下沉率曲線質(zhì)量與俯仰角拉起剝離，使得著陸過程的一致性得到了極大地提升；末端速度控制使得觸地速度穩(wěn)定，觸地姿態(tài)一致性也得到了提升，這也與之前速度-俯仰角敏感性結論相吻合。現(xiàn)將速度控制優(yōu)勢總結如下：

1）姿態(tài)安全得到解決；

2）提升整個著陸過程中的狀態(tài)一致性；

3）通過穩(wěn)定下沉率曲線質(zhì)量，使得觸地精度得到提升，由“百米級”提高到“十米級”。

5 結語

本文從對象無人機在多次著陸過程中的實際問題出發(fā)——觸地姿態(tài)小、觸地精度低，通過非線性仿真與氣動數(shù)據(jù)分析，揭示淺下滑段速度-姿態(tài)的敏感關系以及下沉率曲線質(zhì)量與觸地精度關系。通過剖析淺下滑段的空速特性，得到空速、姿態(tài)、下沉率的耦合特性。創(chuàng)新性地提出油門-速度閉環(huán)控制方案，通過特定速度指令軟化穩(wěn)定下沉率質(zhì)量，控制末端速度提高姿態(tài)一致性，同時解決姿態(tài)安全問題和觸地精度問題。姿態(tài)安全得到保證，觸地精度得到顯著提高。

經(jīng)非線性實時仿真與實飛驗證，該控制策略較傳統(tǒng)控制策略有很強的穩(wěn)定性和易操作性，將作為實驗室解決首飛著陸問題的主要技術方案。

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