李潔玉，聶宏,2，魏小輝,2，尹喬之

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

某高速著陸無(wú)人機(jī)方向舵糾偏控制設(shè)計(jì)及性能分析

李潔玉1，聶宏1,2，魏小輝1,2，尹喬之1

(1.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)(2.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

無(wú)人機(jī)高速著陸過(guò)程中，由于側(cè)風(fēng)或初始干擾導(dǎo)致的滑跑側(cè)偏極其危險(xiǎn)?；诟咚贍顟B(tài)下方向舵糾偏效率高的特點(diǎn)，建立某無(wú)人機(jī)高速著陸動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)計(jì)方向舵糾偏控制策略，并基于Matlab/Simulink平臺(tái)建立無(wú)人機(jī)滑跑非線性動(dòng)力學(xué)模型及方向舵糾偏控制模型；對(duì)具有初始1°偏航角和1 m/s持續(xù)垂直側(cè)風(fēng)情況下的無(wú)人機(jī)著陸工況進(jìn)行仿真分析，并通過(guò)控制著陸速度、著陸初始姿態(tài)角和側(cè)風(fēng)強(qiáng)度，分析糾偏控制系統(tǒng)的性能。結(jié)果表明：所設(shè)計(jì)的糾偏控制系統(tǒng)具有一定的航向糾偏和抗持續(xù)側(cè)風(fēng)能力，最大側(cè)偏距小于3 m，偏航角小于5°，較好地實(shí)現(xiàn)了高速滑跑階段的側(cè)向糾偏性能。

無(wú)人機(jī)；高速著陸；方向舵糾偏；動(dòng)力學(xué)；Matlab/Simulink

0 引 言

隨著無(wú)人機(jī)應(yīng)用領(lǐng)域的拓寬，對(duì)無(wú)人機(jī)的性能提出了更高要求[1]，臨近空間的開(kāi)發(fā)利用進(jìn)一步促進(jìn)了高速無(wú)人機(jī)的發(fā)展。高速無(wú)人機(jī)以輪式滑跑為主要起降方式，因此地面滑跑側(cè)向糾偏控制成為無(wú)人機(jī)安全滑跑的關(guān)鍵[2-3]。

地面滑跑側(cè)向糾偏控制系統(tǒng)能夠根據(jù)無(wú)人機(jī)的側(cè)偏距、偏航角反饋選擇相應(yīng)的糾偏部件來(lái)實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的偏差糾正，保證無(wú)人機(jī)在安全范圍內(nèi)滑跑[4]。目前，我國(guó)關(guān)于無(wú)人機(jī)地面滑跑側(cè)向糾偏控制方面進(jìn)行了一些研究，例如，陳磊等[5]建立了飛翼無(wú)人機(jī)主輪差動(dòng)剎車糾偏模型，宋榮志等[6]建立了無(wú)人機(jī)起飛滑跑前輪與方向舵聯(lián)合糾偏模型，S.Dong等[2]運(yùn)用動(dòng)態(tài)分配增益算法進(jìn)行前輪與差動(dòng)剎車主動(dòng)控制糾偏。但上述研究均是針對(duì)較低滑跑速度無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)糾偏，且單獨(dú)將方向舵作為糾偏部件的研究鮮有報(bào)道。高速無(wú)人機(jī)的著陸速度高達(dá)70 m/s，高速滑跑階段無(wú)法啟動(dòng)剎車系統(tǒng)和前輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，而方向舵作為航向控制操縱機(jī)構(gòu)，高速階段具有較高的氣動(dòng)效率，可以實(shí)現(xiàn)高速滑跑階段的側(cè)向糾偏[7]。

本文以高速無(wú)人機(jī)為研究對(duì)象，研究其高速滑跑階段方向舵糾偏系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，并建立無(wú)人機(jī)滑跑動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，對(duì)具有初始偏航角和持續(xù)側(cè)風(fēng)工況下的高速無(wú)人機(jī)進(jìn)行滑跑仿真分析，以期實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)高速滑跑過(guò)程的側(cè)向糾偏。

1 滑跑動(dòng)力學(xué)模型的建立

1.1 無(wú)人機(jī)平臺(tái)

本文以固定翼無(wú)人機(jī)為研究對(duì)象，采用V型尾翼融合式機(jī)翼布局，機(jī)翼后緣布置有副翼，V尾后緣布置有升降舵和方向舵。無(wú)人機(jī)外形主要幾何參數(shù)如表1所示。

表1 無(wú)人機(jī)外形主要幾何參數(shù)

1.2 坐標(biāo)系定義及轉(zhuǎn)換

根據(jù)需要共定義四個(gè)坐標(biāo)系，分別為：地面坐標(biāo)系Ogxgygzg、機(jī)體坐標(biāo)系Oxbybzb、氣流坐標(biāo)系Oxayaza和穩(wěn)定坐標(biāo)系Oxsyszs，前三個(gè)坐標(biāo)系的定義詳見(jiàn)文獻(xiàn)[8]。穩(wěn)定坐標(biāo)系Oxsyszs是為了研究輪胎與地面間的作用力而定義的，與無(wú)人機(jī)固聯(lián)并隨其運(yùn)動(dòng)。取無(wú)人機(jī)的質(zhì)心作為原點(diǎn)，Oxs軸與無(wú)人機(jī)基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)飛行速度在對(duì)稱平面的投影方向一致；Ozs位于縱對(duì)稱平面內(nèi)并垂直O(jiān)xs軸，指向下；Oys垂直于縱對(duì)稱平面，指向右。無(wú)人機(jī)與地面作用力均在穩(wěn)定坐標(biāo)系中定義。各坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系如圖1所示，ψ、θ、φ分別為偏航角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角；α、β分別為迎角和側(cè)滑角。

1.3 滑跑受力分析

無(wú)人機(jī)在著陸滑跑階段受到空氣動(dòng)力、地面支持力、地面摩擦力、自身重力等以及各個(gè)力對(duì)無(wú)人機(jī)質(zhì)心的作用力矩的共同作用。在相應(yīng)的坐標(biāo)軸系中對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行系統(tǒng)地受力分析是準(zhǔn)確建立動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)。無(wú)人機(jī)受力分析示意圖如圖2～圖3所示。

下面進(jìn)行具體的受力分析，所有表達(dá)式均在機(jī)體坐標(biāo)系中表示。

(1) 重力

LbgG=Lbg[0 0mg]T

=[-mgsinθmgcosθsinφmgcosθcosφ]T

(1)

重力作用線通過(guò)重心，對(duì)無(wú)人機(jī)質(zhì)心作用力矩為0。

(2) 氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩

LbaR=Lba[-DC-L]T

(2)

(3)

(3) 地面支持力

LbgP=Lbg[0 0 -(Pn+Pml+Pmr)]T

(4)

(5)

式中：P為地面對(duì)無(wú)人機(jī)的總支持力；Pn、Pml、Pmr分別為地面對(duì)飛機(jī)前輪、左主輪、右主輪的支持力；bw為主輪距；an為前輪到無(wú)人機(jī)重心投影的距離；am為主輪到無(wú)人機(jī)重心投影的距離。

(4) 地面摩擦力

無(wú)人機(jī)地面滑跑時(shí)，在地面?zhèn)认蛄Φ淖饔孟?，輪胎的行駛方向與輪胎平面間有側(cè)偏角βe[9]，側(cè)向力N與輪胎側(cè)偏角βe的關(guān)系十分復(fù)雜，但當(dāng)側(cè)偏角很小(βe<5°)時(shí)，可以認(rèn)為輪胎側(cè)向力與側(cè)偏角近似為線性關(guān)系。

則輪胎側(cè)向力為

(6)

式中：βml、βmr、βn分別為左主輪側(cè)偏角、右主輪側(cè)偏角和前輪側(cè)偏角，單位均為rad，其計(jì)算方法參見(jiàn)文獻(xiàn)[10]。

設(shè)機(jī)輪與地面的摩擦系數(shù)分別為μn、μml、μmr，其中μn為前輪滾動(dòng)摩擦系數(shù)，μml和μmr分別為無(wú)人機(jī)地面滑跑時(shí)左、右機(jī)輪與地面的結(jié)合系數(shù)。

機(jī)輪受到的摩擦力與地面支持力的關(guān)系為

(7)

地面對(duì)機(jī)輪的側(cè)向力與摩擦力作用合力及合力矩為

(8)

(9)

其中，

(10)

式中：h1為前輪輪胎到無(wú)人機(jī)水平基準(zhǔn)線的距離；h2為主輪輪胎到無(wú)人機(jī)水平基準(zhǔn)線的距離；H為無(wú)人機(jī)中心高度。

綜上所述，無(wú)人機(jī)滑跑受力和力矩在機(jī)體坐標(biāo)系下的分量為

[FxFyFz]T=LbgG+LbaR+LbgP+Lbff

(11)

[MxMyMz]T=MT+MR+MP+Mf

(12)

式中：Fx、Fy、Fz分別為無(wú)人機(jī)合力在機(jī)體坐標(biāo)系下x軸、y軸和z軸的作用分力；Mx、My、Mz分別為無(wú)人機(jī)合力矩在機(jī)體坐標(biāo)系下x軸、y軸和z軸的作用力矩。

1.4 無(wú)人機(jī)滑跑非線性模型的建立

本文重點(diǎn)研究無(wú)人機(jī)的糾偏控制策略，將無(wú)人機(jī)系統(tǒng)看作剛體，不考慮由于各部件的彈性變形以及起落架緩沖機(jī)構(gòu)所導(dǎo)致的部件間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)和相互作用力。無(wú)人機(jī)有六個(gè)自由度，對(duì)應(yīng)六個(gè)動(dòng)力學(xué)方程，以及六個(gè)描述無(wú)人機(jī)在空間位置和姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。

(1) 線動(dòng)力學(xué)方程組

(13)

式中：u、v、w分別為速度在機(jī)體坐標(biāo)系下的分量，單位為m/s；p、q、r分別為滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率。

(2) 角動(dòng)力學(xué)方程組

(14)

c1～c9分別為與無(wú)人機(jī)機(jī)體質(zhì)量相關(guān)的量：

(15)

(3) 運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組

根據(jù)Euler關(guān)系，機(jī)體坐標(biāo)系下的角速率與歐拉角的關(guān)系為

(16)

地面慣性坐標(biāo)系下位置和機(jī)體速度的關(guān)系為

(17)

將1.3節(jié)分析的作用力帶入構(gòu)成無(wú)人機(jī)地面滑跑全量非線性運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型。為了重點(diǎn)研究滑跑階段的側(cè)向糾偏控制，只給出側(cè)向的簡(jiǎn)化模型，忽略三輪滑跑階段無(wú)人機(jī)橫向和縱向的姿態(tài)變化。則滑跑動(dòng)力學(xué)模型可簡(jiǎn)化為

(18)

上述受力分析過(guò)程及動(dòng)力學(xué)方程求解過(guò)程均基于Matlab/Simulink平臺(tái)實(shí)現(xiàn)。

2 方向舵糾偏控制器設(shè)計(jì)

方向舵是無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)控制中不可或缺的操縱舵面，它主要通過(guò)產(chǎn)生附加氣動(dòng)力及其產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩控制偏航運(yùn)動(dòng)[11]。無(wú)人機(jī)高速著陸時(shí)，剎車系統(tǒng)與前輪轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)均不能啟用，因此，無(wú)人機(jī)高速滑跑階段的側(cè)向糾偏任務(wù)主要由方向舵承擔(dān)。

方向舵糾偏原理如圖4所示，當(dāng)無(wú)人機(jī)出現(xiàn)右偏航角度時(shí)，方向舵向左偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加側(cè)向力矩，使得無(wú)人機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，但與此同時(shí)，其產(chǎn)生的向右的側(cè)向力會(huì)將無(wú)人機(jī)向右拉離跑道中心線，產(chǎn)生側(cè)偏距。因此，方向舵糾偏控制是一個(gè)需要合理分配權(quán)重的系統(tǒng)。

本文主要研究控制策略，故對(duì)伺服電機(jī)等作動(dòng)機(jī)構(gòu)均不進(jìn)行詳細(xì)建模，且伺服電機(jī)通?？梢院?jiǎn)化為一階慣性環(huán)節(jié)，上升時(shí)間較快，可以忽略其對(duì)控制系統(tǒng)的響應(yīng)影響。

選擇雙模態(tài)控制方法[12]比例微分(PD)控制，比例環(huán)節(jié)對(duì)系統(tǒng)輸入與實(shí)際輸出之間的偏差e(t)進(jìn)行比例放大與調(diào)節(jié)[13]，微分環(huán)節(jié)反映偏差信號(hào)的變化趨勢(shì)(變化速率)，并能在偏差信號(hào)變得太大之前及時(shí)在系統(tǒng)中引入一個(gè)有效的早期修正信號(hào)，從而加快系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，減少調(diào)節(jié)時(shí)間。因此，方向舵糾偏系統(tǒng)舵面偏轉(zhuǎn)指令可以表示為

(19)

3 仿真分析

在無(wú)人機(jī)滑跑過(guò)程中，最常見(jiàn)的側(cè)向干擾包括著陸初始偏航角和側(cè)風(fēng)干擾，垂直側(cè)風(fēng)是比較惡劣的情況[15]。在垂直側(cè)風(fēng)條件下設(shè)計(jì)的側(cè)向糾偏控制系統(tǒng)具有更好的魯棒性，故側(cè)風(fēng)干擾選為持續(xù)垂直側(cè)風(fēng)干擾。

為了方便對(duì)比，對(duì)未加糾偏控制系統(tǒng)和加入側(cè)向糾偏控制系統(tǒng)的滑跑過(guò)程均加入側(cè)向干擾進(jìn)行仿真分析，驗(yàn)證糾偏控制系統(tǒng)的有效性和可行性。

3.1 無(wú)糾偏控制系統(tǒng)滑跑工況仿真

選取兩個(gè)具有代表性的高速滑跑工況進(jìn)行仿真分析：①滑跑速度為70 m/s，具有1°初始偏航角，無(wú)側(cè)風(fēng)干擾；②滑跑速度為70 m/s，無(wú)初始偏航角，加入速度為1 m/s的持續(xù)垂直側(cè)風(fēng)。

在不加糾偏控制系統(tǒng)的情況下，對(duì)高速滑跑兩個(gè)工況進(jìn)行仿真分析，響應(yīng)曲線分別如圖6～圖7所示。

從圖6～圖7可以看出：在高速情況下，即使只存在1°偏航角或1 m/s的持續(xù)垂直側(cè)風(fēng)，無(wú)人機(jī)都有可能以一定的側(cè)向速度滑出跑道，非常危險(xiǎn)，表明無(wú)人機(jī)滑跑過(guò)程中對(duì)側(cè)向偏差進(jìn)行及時(shí)糾正是十分必要的。

3.2 方向舵控制糾偏仿真

以方向舵為糾偏部件對(duì)高速滑跑階段兩個(gè)工況進(jìn)行仿真分析，響應(yīng)曲線分別如圖8～圖9所示。

從圖8可以看出：在高速滑跑階段存在1°初始偏航角情況下，使用方向舵進(jìn)行糾偏，經(jīng)過(guò)15 s的調(diào)節(jié)，側(cè)偏距離、偏航角等均回歸至0，無(wú)人機(jī)完全回歸到跑道中心線位置進(jìn)行滑跑。在此過(guò)程中，由于無(wú)人機(jī)初始右偏，方向舵正向偏轉(zhuǎn)，形成負(fù)的偏航力矩使無(wú)人機(jī)產(chǎn)生向左偏的趨勢(shì)和運(yùn)動(dòng)，同時(shí)產(chǎn)生向右的側(cè)力將無(wú)人機(jī)拉離跑道。檢測(cè)到此信號(hào)，方向舵反向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向左的側(cè)力，調(diào)節(jié)側(cè)偏距，同時(shí)產(chǎn)生正的偏航力矩，將無(wú)人機(jī)姿態(tài)調(diào)節(jié)至正航向。整個(gè)過(guò)程是側(cè)偏距和偏航角的控制權(quán)重分配過(guò)程，產(chǎn)生的最大側(cè)偏距為2.75 m，最大偏航角為-3.60°，均在安全范圍內(nèi)。

從圖9可以看出：當(dāng)3 s時(shí)加入垂直側(cè)風(fēng)影響后，方向舵右偏，產(chǎn)生附加偏航力矩使機(jī)頭迎風(fēng)，減小側(cè)滑角，附加側(cè)力加速了無(wú)人機(jī)向跑道左側(cè)的偏離，經(jīng)過(guò)7 s調(diào)節(jié)，側(cè)向偏移距離最終保持在跑道中心線左側(cè)1.7 m，以存在1°偏航角的姿態(tài)向前滑行，即側(cè)航法滑跑。

方向舵糾偏滑跑仿真結(jié)果如表2所示。

表2 方向舵糾偏滑跑仿真結(jié)果

3.3 糾偏系統(tǒng)性能分析

在無(wú)人機(jī)著陸滑跑過(guò)程中，存在諸多能夠影響糾偏控制系統(tǒng)響應(yīng)的因素，例如滑跑速度、著陸初始姿態(tài)角、側(cè)風(fēng)的強(qiáng)度等。以下通過(guò)控制變量法對(duì)方向舵糾偏控制系統(tǒng)性能進(jìn)行分析。

(1) 滑跑速度

著陸速度是無(wú)人機(jī)著陸過(guò)程中最重要、最關(guān)鍵的參數(shù)之一，也是糾偏系統(tǒng)性能的首要影響因素。對(duì)分別具有初始1°偏航角和1 m/s垂直側(cè)風(fēng)的著陸工況，在不同著陸速度下進(jìn)行滑跑糾偏仿真，糾偏過(guò)程中出現(xiàn)的最大側(cè)偏距離如圖10～圖11所示。

從圖10可以看出：無(wú)人機(jī)在具有1°初始著陸偏航角情況下進(jìn)行著陸時(shí)，隨著著陸速度的減小，無(wú)人機(jī)滑跑側(cè)向速度分量減小，滑跑過(guò)程中側(cè)偏距離也相應(yīng)減小。當(dāng)著陸速度低于56 m/s時(shí)，方向舵氣動(dòng)效率衰減，其糾偏控制系統(tǒng)失去糾偏能力。

從圖11可以看出：在具有1 m/s垂直側(cè)風(fēng)時(shí)，著陸滑跑速度越大，無(wú)人機(jī)側(cè)偏距離越??；著陸滑跑速度越低，側(cè)偏距離呈現(xiàn)略微非線性增加，即低速著陸時(shí)無(wú)人機(jī)抵御持續(xù)側(cè)風(fēng)的能力變?nèi)酢?/p>

(2) 初始偏航角

無(wú)人機(jī)以70 m/s著陸速度滑跑時(shí)，不同的初始偏航角對(duì)糾偏滑跑過(guò)程中側(cè)偏距離的影響如圖12所示。

從圖12可以看出：當(dāng)無(wú)人機(jī)以70 m/s的速度進(jìn)場(chǎng)著陸，糾偏滑跑過(guò)程中產(chǎn)生的最大側(cè)偏距離與初始偏航角成正比，初始偏航角越大，糾偏過(guò)程產(chǎn)生的側(cè)偏距離越大。當(dāng)初始偏航角大于1.4°時(shí)，方向舵糾偏控制系統(tǒng)糾偏過(guò)程發(fā)散，不能完成糾偏。

(3) 側(cè)風(fēng)速度

在不同的側(cè)風(fēng)情況下，無(wú)人機(jī)在糾偏控制系統(tǒng)控制作用下產(chǎn)生的側(cè)偏距離如圖13所示。

從圖13可以看出：在70 m/s高速著陸工況下，無(wú)人機(jī)在方向舵糾偏控制系統(tǒng)下可抵御風(fēng)速小于7 m/s的側(cè)風(fēng)，偏離跑道中心線左側(cè)的最大距離為12 m，在安全滑跑范圍內(nèi)；當(dāng)無(wú)人機(jī)以相同速度著陸時(shí)，側(cè)風(fēng)強(qiáng)度越小，產(chǎn)生的側(cè)向偏移距離越小，且側(cè)偏距離與側(cè)風(fēng)速度近似呈線性關(guān)系。

4 結(jié) 論

(1) 在無(wú)人機(jī)高速著陸滑跑過(guò)程中，方向舵可以作為糾偏部件對(duì)無(wú)人機(jī)航向偏差進(jìn)行糾正。

(2) 對(duì)于具有初始1°偏航角著陸工況，方向舵糾偏系統(tǒng)可以將無(wú)人機(jī)姿態(tài)完全調(diào)整至跑道中心線位置進(jìn)行滑跑，產(chǎn)生的最大側(cè)偏距離為2.75 m，最大偏航角為-3.60°，均在安全范圍內(nèi)。

(3) 方向舵糾偏系統(tǒng)具有一定的抗側(cè)風(fēng)能力，對(duì)于1 m/s持續(xù)側(cè)風(fēng)情況，方向舵糾偏使得無(wú)人機(jī)以1°偏航角姿態(tài)保持在沿跑道中心線左側(cè)1.7 m處滑跑，在跑道安全范圍內(nèi)。

(4) 方向舵糾偏控制系統(tǒng)在糾偏過(guò)程中產(chǎn)生的最大側(cè)偏距離受著陸速度、初始偏航角和側(cè)風(fēng)強(qiáng)度的影響。在具有初始偏航角情況下，著陸滑跑側(cè)向偏移距離與著陸速度、初始偏航角成正比關(guān)系；對(duì)于側(cè)風(fēng)著陸情況，無(wú)人機(jī)著陸滑跑速度越高，方向舵糾偏控制系統(tǒng)的抗側(cè)風(fēng)能力越強(qiáng)。

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(編輯：馬文靜)

Design and Performance Analysis of the Rudder Deviation Correction Control for a High-speed Landing UAV

Li Jieyu1, Nie Hong1,2, Wei Xiaohui1,2, Yin Qiaozhi1

(1.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-advanced Design Technology of Flight Vehicle, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China) (2.State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

During the high-speed landing for unmanned aerial vehicle(UAV), the deviation caused by crosswind or initial interference is very dangerous. Based on the characteristics of rudder with high efficiency at high speed, the high speed landing dynamic model of UAV is established, and the rudder deviation control strategy is designed. Further, the non-linear dynamics model of UAV and rudder deviation correction control system are established on Matlab/Simulink platform to simulate under the situations with initial 1° yaw angle or 1 m/s continuous vertical crosswind. The performance of the system is analyzed by controlling the landing speed, the initial landing yaw angle and crosswind strength. The simulation results show that the rudder deviation correction control system is able to correct deviation and resist certain crosswind. In the correcting process, the maximum lateral deviation is less than 3 m and the yaw angle is less than 5°, which means the system could realize lateral deviation correction.

UAV; high-speed landing; rudder deviation correction; dynamics; Matlab/Simulink

2016-12-16；

2016-12-28

國(guó)家自然科學(xué)基金(51305198) 江蘇高校優(yōu)勢(shì)學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(南京航空航天 大學(xué))自主研究課題資助(0214G01)

聶宏,hnie@nuaa.edu.cn

1674-8190(2017)01-084-08

V279

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.013

李潔玉(1992-)，女，碩士研究生。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)。

聶 宏(1960-)，男，博士，教授，博導(dǎo)。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)、飛行器結(jié)構(gòu)抗疲勞設(shè)計(jì)。

魏小輝(1978-)，男，博士，教授，博導(dǎo)。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)、飛行器CAD/CAE與飛行仿真。

尹喬之(1990-)，女，博士研究生。主要研究方向：飛行器起落裝置設(shè)計(jì)技術(shù)、非線性動(dòng)力學(xué)與控制。