輪式無人機自動駛?cè)腭偝隹刂萍夹g(shù)

宋輝　張健　陳宜軍

摘? 要：針對輪式起降無人機跑道利用效率低、跑道占用時間長這一難題，通過分析無人機在地面的滑行受力情況，建立無人機三輪滑跑運動模型，提出了一種自動判斷停機位置是否滿足滑行要求、自動控制速度、自動故障處置的智能化駛?cè)腭偝隹刂萍夹g(shù)，并支持過程中斷后再次駛?cè)腭偝觥；性囼灡砻?，駛?cè)腭偝龈黜椏刂乒δ苄阅芫显O計邏輯，使用方式靈活，智能化程度高，能滿足不同機場、不同停機位置的工程使用需求。

關鍵詞：輪式起降;無人機;自動駛?cè)腭偝?自動控制;智能化

中圖分類號：V279? ? ? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2020）18-0024-04

Abstract： Regarding the problem of low utilization efficiency and long occupation of runway by wheeled takeoff & landing UAVs， based on the analysis of force condition of UAVs in ground motion， a kinematic model of UAV with all wheels in ground motion has been established and an intelligentized taxi-in & taxi-out control strategy has been put forward， through which it can be automatically determined whether parking position satisfies taxiing requirement， speed can be controlled automatically， and emergency treatment of failures can be executed automatically. It also supports taxi-in & taxi-out again after interruption of taxiing. The results of actual taxiing tests indicated that all functional performances of taxi-in & taxi-out control conform to design logic with flexible application and high intelligence， which is capable of meeting the operational requirements of various airfields and parking positions.

Keywords： wheeled takeoff & landing; UAV; auto taxi-in & taxi-out; automatic control; intelligentized

引言

對于具有前三點式起落架結(jié)構(gòu)布局的輪式無人機，地面滑行是無人機飛行的一個重要組成部分。與有人機不同，由于前視攝像機視場較小、數(shù)據(jù)鏈路延時等因素，一般情況下無人機通過牽引完成駛?cè)腭偝鲞^程，從而導致起飛準備時間較長，著陸后需要人工拖離跑道，浪費了大量時間，降低了跑道使用效率[1]，而增加無人機起飛前自動從停機位駛?cè)胫僚艿榔痫w點和著陸后直接從跑道駛出的能力可有效解決上述問題。

本文利用某前三點式起落架無人機的三輪滑跑模型，通過分析計算該無人機的轉(zhuǎn)彎半徑，設計合適的航跡/速度制導和控制策略及控制律，并結(jié)合樣例無人機氣動布局、系統(tǒng)配置、動力輸出特性等實際特點，實現(xiàn)了樣例無人機的自動駛?cè)腭偝觯⒁验_始工程化使用。

1 使用模式

為覆蓋大多數(shù)機場與不同停機位置自動駛?cè)腭偝龅囊螅瑫r考慮在駛?cè)腭偝鲞^程中出現(xiàn)異常中斷后繼續(xù)駛?cè)腭偝龅那闆r，設計了三種不同類型的駛?cè)敕绞?，分別為跑道駛?cè)?、滑行線駛?cè)牒屯C坪駛?cè)敕绞?，分別對應于無人機從跑道駛?cè)胫疗痫w點、從某一牽引道/滑行道駛?cè)胫疗痫w點和從停機坪駛?cè)胫疗痫w點，同時每種駛?cè)敕绞綄︼w機停機位有不同的要求（距滑行點距離、距滑行線的垂直距離、航向偏差、側(cè)偏、地速等），分別如圖1、圖2、圖3所示。

自動駛出僅包含有一種情況，即從跑道上駛出，駛出過程中如遇中斷后需繼續(xù)駛出，其對飛機停機位置的要求與滑行線駛?cè)敕绞较嗤?/p>

實際使用時，控制系統(tǒng)將實時判斷飛機位置是否滿足上述要求，并給出具體的狀態(tài)提示，引導地勤人員正確擺放飛機，保證其滿足自動駛?cè)胍蟆?/p>

2 駛?cè)腭偝隹刂?/p>

2.1 地面操縱轉(zhuǎn)彎半徑計算

駛?cè)腭偝鲞^程中，地面操縱轉(zhuǎn)彎半徑直接影響到無人機的制導與軌跡控制精度，是影響駛?cè)腭偝隹刂菩阅艿闹匾獏?shù)。

當無人機在地面轉(zhuǎn)彎滑行時，其向心力是由地面作用在機輪上的側(cè)向力提供的[2]，不考慮機輪偏滾和無人機側(cè)滑的條件下，無人機前輪轉(zhuǎn)彎時的幾何關系如圖4所示。

上述幾何關系中，各變量定義如下：

B-主輪距 L-前主輪距

t-前輪穩(wěn)定距 a-前起支柱到重心距離

θ-前輪轉(zhuǎn)彎角 b-主起支柱到重心距離

根據(jù)圖4中的幾何關系，不難得出樣例無人機內(nèi)外側(cè)主輪處的轉(zhuǎn)彎半徑如圖5所示。

2.2 駛?cè)腭偝鲱A處理

為滿足實時判斷飛機是否滿足駛?cè)腭偝鰲l件的要求，增加駛?cè)腭偝鲱A先處理模塊，在駛?cè)腭偝龊铰芳虞d至計算機后，實時計算飛機當前所在航段、判斷當前駛?cè)腭偝龇较蛞约芭袛喈斍拔恢檬欠駶M足駛?cè)腭偝鱿拗茥l件，駛?cè)腭偝鲱A處理模塊的計算結(jié)果，將決定系統(tǒng)是否滿足開始滑行的條件，否則系統(tǒng)將禁止駛?cè)腭偝鲋噶睢?/p>

自動駛?cè)腩A處理模塊在完成航路加載后立即啟動，判斷飛機當前狀態(tài)是否滿足駛?cè)霔l件。當無人機處于自動駛?cè)脒^程中時，駛?cè)腩A處理模塊停止計算。當無人機遭遇故障或人為中止退出駛?cè)脒^程后，預處理模塊即時啟動并再次開始判斷。

自動駛出預處理模塊在駛?cè)虢Y(jié)束后、滑行任務剎車后、起飛過程應急剎車后以及著陸接地后均自動啟動，判斷飛機當前狀態(tài)是否滿足駛出條件。當無人機處于自動駛?cè)脒^程中時，駛?cè)腩A處理模塊停止計算。當無人機遭遇故障或人為中止退出駛?cè)脒^程后，預處理模塊即時啟動并再次開始判斷。

預先處理模塊在駛?cè)腭偝鲞^程中不執(zhí)行，自動駛?cè)?、駛出預先處理模塊的邏輯流程分別如圖6、圖7所示。

經(jīng)過駛?cè)腭偝鲱A處理后，系統(tǒng)將給出當前飛機所在的航段，同時給出駛?cè)腭偝龅念A處理狀態(tài)，用于表征當前飛機位置是否滿足所有的限制條件。當駛?cè)霔l件不滿足或者駛出條件不滿足時，系統(tǒng)不響應駛?cè)腭偝鲞b控請求。

當自動駛?cè)霠顟B(tài)滿足三種駛?cè)敕绞降囊环N，自動駛出狀態(tài)為“駛出允許”，則系統(tǒng)響應駛?cè)腭偝鲞b控請求。

2.3 導航與制導

當無人機收到駛?cè)腭偝鲞b控指令，且駛?cè)腭偝鲱A處理結(jié)果滿足駛?cè)腭偝鲆?，則駛?cè)腭偝鰧Ш脚c制導模塊立即執(zhí)行，其輸出的待滑行距離、側(cè)偏距等參數(shù)將用于速度和軌跡控制。導航與制導流程如圖8所示。

2.4 控制策略與控制律

駛?cè)腭偝隹刂坡捎绍壽E跟蹤控制律與地速保持控制律組成，其中軌跡跟蹤控制律用于保證無人機駛?cè)腭偝鲞^程中始終沿預定的軌跡線滑行，而地速保持控制律則用于保證無人機駛?cè)腭偝鲞^程中按預定的速度策略加速/減速滑行。

（1）軌跡跟蹤控制。駛?cè)腭偝鲭A段，無人機速度相對較低，方向舵效率不足，因此采用前輪糾偏與差動剎車來完成對預定軌跡的跟蹤控制。其中直線滑行段，僅采用前輪糾偏控制來跟蹤預定軌跡;轉(zhuǎn)彎滑行段，當無人機航跡角與制導模塊計算得出的應滑航跡角指令相差超過一定角度，為減小轉(zhuǎn)彎半徑，采取差動剎車與前輪開環(huán)控制的方式轉(zhuǎn)彎，當無人機航跡角與制導模塊計算得出的航跡角指令相差小于一定角度，則退出差動剎車和前輪開環(huán)控制，接入前輪自動糾偏控制律。軌跡跟蹤控制策略如表1所示。

前輪糾偏控制律以側(cè)偏距和偏航角為外回路，以偏航角速率為內(nèi)回路，并引入側(cè)偏積分提高對直線段的軌跡跟蹤能力。前輪糾偏控制律框圖如圖9所示。

差動剎車僅用于轉(zhuǎn)彎滑行階段，控制分配模塊根據(jù)對稱剎車指令（由地速保持控制律給出）和差動剎車指令的大小，分別生成左右剎車指令，用于減小無人機在轉(zhuǎn)彎過程中的轉(zhuǎn)彎半徑。差動剎車控制律框圖如圖10所示。

（2）地速保持控制。利用制導模塊給出的距目標點的待滑行距離確定滑行速度指令，以利于把握直線滑行階段開始減速的時機，并最大程度的減小跑道占用時間?？紤]到地面滑行階段，風門對速度的控制響應較慢，無法保證速度控制精度。因此滑行過程中采用風門開環(huán)策略，以對稱剎車為主要控制手段，完成對地速的精確控制。

對稱剎車控制律以離散控制方式進行，對稱剎車表示為左右剎車滿剎，而松剎則表示為左右剎車松開剎車。對稱剎車控制與差動剎車控制綜合，最終輸出左右剎車指令，如表2所示。

2.5 故障自動處置

駛?cè)脒^程中，當機載系統(tǒng)出現(xiàn)影響起飛的一系列故障（傳感器故障、舵系統(tǒng)故障、動力系統(tǒng)故障等），立即終止自動駛?cè)耄眲x車，同時駛?cè)腩A處理模塊啟動，實時判斷飛機位置是否滿足再次駛?cè)胍?，并返回自動駛?cè)霠顟B(tài);駛出過程中，僅針對機載系統(tǒng)出現(xiàn)影響駛出的一系列故障（前輪轉(zhuǎn)彎舵機故障、風門舵機故障、GPS信號丟失等），系統(tǒng)自動中止自動駛出，并應急剎車，同時啟動駛出預處理模塊，實時判斷飛機當前位置否則滿足再次駛出要求。

3 試驗驗證

為驗證以上駛?cè)腭偝鲱A處理算法、軌跡跟蹤、地速保持控制策略與控制律的有效性，進行了樣例無人機實際駛?cè)腭偝鲈囼烌炞C。試驗過程中，通過將飛機擺放于不同的停機位置，驗證了自動駛?cè)牍δ艿恼_性與完整性;通過采用不同的駛出方式（滑行后駛出、駛?cè)虢Y(jié)束后駛出），驗證了自動駛出功能的正確性與完整性。本文以停機坪駛?cè)?、駛?cè)牒罅⒓瘩偝龇绞綖槔?，將飛機初始垂直停放于距滑行線約200米的停機坪，隨后自主駛?cè)胫疗痫w點，到達起飛點后隨即自主駛出，直至飛機最終剎停于預先規(guī)劃的駛出停止點，駛出停止點位于滑行道上，其相對起飛點的機場坐標為[2019.3，-217]。駛?cè)腭偝鲞^程所獲得的試驗曲線如圖11～14所示。

由圖11～14可以看出，無人機從機場坐標為[5，-220]的停機位開始自動駛?cè)?，初始航向約為287°（垂直于目標滑行線），第533s左右無人機開始左轉(zhuǎn)彎，由于導航模塊目標航段切換，產(chǎn)生約-21m的側(cè)偏距，而無人機轉(zhuǎn)彎完成時的側(cè)偏距約為-2.6m，反應出無人機實際轉(zhuǎn)彎半徑約為18.4m，與理論計算得出的19.5m基本吻合，且實際轉(zhuǎn)彎半徑偏小與轉(zhuǎn)彎過程中啟用差動剎車相關;直線駛?cè)腚A段的最大速度約為17km/h，隨后隨著無人機距轉(zhuǎn)彎目標點越來越近，在地速控制律作用下，速度逐漸降低至8km/h，并以8km/h轉(zhuǎn)彎;自動駛?cè)肴蹋瑹o人機側(cè)偏控制在±2m范圍內(nèi)（-21m的側(cè)偏距由于航段切換產(chǎn)生，非控制誤差），速度控制誤差在±2km/h范圍內(nèi)，無人機最終停止于機場坐標[-0.4，0]處，反應出無人機能精確剎停于起飛點，并自動退出駛?cè)脒^程，等待起飛或駛出命令。

駛?cè)脒^程結(jié)束后，無人機從機場坐標為[-0.4，0]的起飛點直接自動駛出，駛出過程由于距轉(zhuǎn)彎目標點的距離長達2800m，因此駛出過程中最大速度達50km/h，在距轉(zhuǎn)彎點距離為500m時，系統(tǒng)控制無人機自動減速，并在距轉(zhuǎn)彎點100m處減速至8km/h，隨后以8km/h轉(zhuǎn)彎，側(cè)偏距變化趨勢與自動駛?cè)脒^程一致，均小于2m，駛出全程偏航角均小于3°，并最終停止于機場坐標[2019，-216.8]處，與預先標定的駛出停止點相差小于0.5m，反應出飛機能精確停止于預先規(guī)劃的駛出停止點。

綜上，實際滑行驗證試驗表明，樣例無人機的駛?cè)腭偝霾捎昧酥悄芑O計理念，功能完整，控制精度較高，使用靈活方便，滿足了實際工程應用的需求。

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