張洺溪，谷 豐，何玉慶，狄春雷，褚玲玲,3，聶虹宇,3

（1.中國科學(xué)院沈陽自動化研究所機(jī)器人學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110016； 2.中國科學(xué)院機(jī)器人與智能制造創(chuàng)新研究院，沈陽 110169；3.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049）

1 引 言

跨域異構(gòu)協(xié)同是解決現(xiàn)有無人裝備能力瓶頸的有效手段之一，也是未來無人化戰(zhàn)爭的主要作戰(zhàn)模式，這一概念在過去幾年已經(jīng)得到了美國軍界和學(xué)術(shù)界的持續(xù)高度關(guān)注。所謂跨域異構(gòu)協(xié)同是指空中、地面、海洋無人平臺之間通過互聯(lián)互通，實(shí)現(xiàn)高效協(xié)作，從而組成有機(jī)的整體、協(xié)同作戰(zhàn)的一種無人平臺新系統(tǒng)、新模式。通過跨域異構(gòu)協(xié)同，可充分利用不同種類平臺在感知能力、移動性能等方面存在的明顯能力互補(bǔ)性，有效彌補(bǔ)單類型平臺存在的固有缺陷，實(shí)現(xiàn)使命能力和執(zhí)行效率的顯著提升。這種跨域異構(gòu)協(xié)同的概念已經(jīng)得到了歐、美等軍事、科技強(qiáng)國的高度重視：美國《2016 美國機(jī)器人發(fā)展路線圖—從互聯(lián)網(wǎng)到機(jī)器人》[1]和無人系統(tǒng)綜合路線圖[2-4]中都明確提出了對于跨域協(xié)作的發(fā)展規(guī)劃；歐盟機(jī)器人技術(shù)發(fā)展路線圖中也將跨域協(xié)作列為其中期（10年）發(fā)展目標(biāo)之一。跨域異構(gòu)平臺協(xié)作已經(jīng)成為當(dāng)今智能化無人裝備發(fā)展的一個明顯趨勢。

微小型固定翼無人機(jī)和水面無人船組成的子母型無人系統(tǒng)是一種典型的跨域異構(gòu)協(xié)同實(shí)現(xiàn)方式，同時其協(xié)同控制也面臨著極大的技術(shù)挑戰(zhàn)，有針對性地開展相關(guān)研究可快速提升我軍現(xiàn)有無人裝備的技術(shù)水平。近年來，隨著無人機(jī)集群概念和相關(guān)技術(shù)的快速發(fā)展，微小型固定翼無人機(jī)平臺得到了諸多關(guān)注，如果能實(shí)現(xiàn)在水面等母載體上的靈活釋放與回收并與母體形成協(xié)同，則可大大提升其所能達(dá)到的作戰(zhàn)效能，因此也得到了廣泛關(guān)注。但是，固定翼飛行器的飛行特點(diǎn)決定了在復(fù)雜環(huán)境（水面的風(fēng)擾、水面船的橫縱遙等因素）中實(shí)現(xiàn)對其自主釋放與回收面臨著極大的技術(shù)挑戰(zhàn)，從而為其形成靈活、可循環(huán)的跨域子母平臺帶來了巨大的困難。

進(jìn)入21 世紀(jì)后，利用不同種類的空中–子母平臺跨域協(xié)作系統(tǒng)的設(shè)想和研究得到了歐美等國的高度關(guān)注。

美國方面：SPAWAR 中心，曾在美國國防預(yù)先研究計劃局（DARPA）的資助下開展過空中（旋翼無人機(jī)）–地面（無人車）–水面（無人船）平臺跨域協(xié)作的研究，并于2005年12月進(jìn)行了針對“入侵人員”監(jiān)控與打擊的演示（圖1）。

圖1 美國圣迭戈SPAWAR 中心進(jìn)行的空中–地面–水面跨域協(xié)作演示[5]Fig.1 Air-ground-water cross-domain collaboration demonstration conducted by SPAWAR Center in San Diego, USA[5]

美國（極光飛行科學(xué)公司，Aurora）公布了一種新的固定翼無人機(jī)自主釋放與回收裝置，如圖2 所示，并于2017年測試成功，這被稱為SideArm 的系統(tǒng)，由起重機(jī)、滑軌和滑動回收器三部分組成，通過高精度無人機(jī)飛行控制，使飛機(jī)上端主鉤以一定高度掛至回收器的繩纜上，以達(dá)到減速的目的。另外，美國“掃描鷹”（ScanEagle）無人機(jī)和“整合者”（RQ-21A）無人機(jī)采用“天鉤”（Skyhook）回收系統(tǒng)如圖3 所示。該回收系統(tǒng)用一根垂直懸掛在吊桿上的攔阻繩捕獲無人機(jī)翼尖鎖鉤來實(shí)現(xiàn)回收，結(jié)構(gòu)組成簡單、收放機(jī)動靈活，可在陸基地面/車載、?；炤d/島礁等各種狹小回收空間使用[6-9]。

圖2 SideArm 系統(tǒng)Fig.2 SideArm System

圖3 “天鉤”（Skyhook）回收系統(tǒng)Fig.3 Skyhook recycling system

歐盟方面：2007年，在法國國防部的支持下，法國多家研究機(jī)構(gòu)聯(lián)合開展了多平臺跨域協(xié)作問題的研究（PEA-Action 項(xiàng)目）。該項(xiàng)目以邊界巡邏與監(jiān)控為背景，針對跨域協(xié)作中的“數(shù)據(jù)融合”和“態(tài)勢評估與決策”兩個科學(xué)問題，旨在研究不同平臺（空中、地面、水面、水下）之間的跨域協(xié)作方法及其實(shí)現(xiàn)技術(shù)[10-12]（圖4）。

圖4 法國PEA-Action 項(xiàng)目中的跨域協(xié)作Fig.4 Cross-coordination in the French PEA-Action project

國內(nèi)方面：2018年南京航空航天大學(xué)李春濤研究團(tuán)隊實(shí)現(xiàn)了小型艦載無人機(jī)彈射起飛與天鉤回收的空中–水面子跨域協(xié)同的方式，并對其無人機(jī)彈射與起飛進(jìn)行了詳細(xì)的動力學(xué)分析[13-14]，如圖5 所示。

圖5 南航“天鉤”回收系統(tǒng)Fig.5 Skyhook recovery system of nanjing university of aeronautics and astronautics

國外關(guān)于跨域異構(gòu)無人系統(tǒng)的研究始于21世紀(jì)初，但縱觀相關(guān)技術(shù)發(fā)展，大部分將目光停留在松協(xié)同模式，即不同平臺之間并無物理連接，只是通過編隊控制等行為協(xié)同實(shí)現(xiàn)任務(wù)合作。即使對于為數(shù)不多的子母平臺研究，也更多地集中在旋翼無人機(jī)和地面、水面等平臺組成的子母平臺，直接研究固定翼無人機(jī)和其他平臺組成子母系統(tǒng)的并不多見，其中重要原因之一是固定翼無人機(jī)的自主釋放與回收技術(shù)尚不成熟[15-19]。

如圖6 所示，本文提出了一種全新的跨域異構(gòu)協(xié)作的實(shí)現(xiàn)方式：利用可變?nèi)嵝詸C(jī)械臂輔助實(shí)現(xiàn)在狹小空間和惡劣條件下對微小型固定翼無人機(jī)平臺的自主釋放與回收。以此為基礎(chǔ)，借鑒前期在多無人平臺跨域協(xié)作方面的大量研究成果和研發(fā)經(jīng)驗(yàn)，對異構(gòu)智能系統(tǒng)自主協(xié)同控制技術(shù)開展系統(tǒng)深入的研究工作，以期構(gòu)建跨域異構(gòu)協(xié)同技術(shù)體系；同時，研發(fā)由微小型固定翼無人機(jī)和 水面無人船組成的跨域異構(gòu)子母平臺原理樣機(jī)，系統(tǒng)性地開展跨域協(xié)同試驗(yàn)研究，為后續(xù)形成子母型跨域異構(gòu)智能無人系統(tǒng)裝備奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

圖6 跨域異構(gòu)子母平臺的自主回收過程示意圖Fig.6 Schematic diagram of the autonomous recovery process of the cross-domain heterogeneous parent-child platform

2 系統(tǒng)組成與設(shè)計

固定翼無人機(jī)在艦船甲板上的自主收放主要面臨以下幾方面挑戰(zhàn)：一是甲板面積有限，無法給固定翼無人機(jī)的起飛和降落提供較大的滑跑空間；二是無人船平臺甲板的搖擺和浮沉給無人機(jī)的收放控制帶來安全的風(fēng)險；三是完成收放的空間狹小，給無人機(jī)的收放過程的控制精度提出了更高的要求；四是該系統(tǒng)需要實(shí)現(xiàn)全自主化，收放系統(tǒng)具有較高的自動化水平。針對上述問題，設(shè)計了小型固定翼無人機(jī)自主收放系統(tǒng)，系統(tǒng)總體構(gòu)成及功能如圖7 所示。

圖7 系統(tǒng)總體構(gòu)成及功能圖Fig.7 Overall system structure and function diagram

（1）攔阻子系統(tǒng)：實(shí)現(xiàn)無人機(jī)回收過程中的柔性減速和能量的吸收，縮短無人機(jī)濺落滑行的距離，降低對無人機(jī)本體的沖擊。

（2）減搖子系統(tǒng)：補(bǔ)償甲板橫縱搖及浮沉運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)攔阻繩索的姿態(tài)平穩(wěn)。

（3）引導(dǎo)子系統(tǒng)：實(shí)現(xiàn)收放過程中，無人機(jī)相對甲板的高精度定位與定姿以及甲板運(yùn)動狀態(tài)的預(yù)測，為無人機(jī)的降落提供導(dǎo)航信息。

（4）氣動彈射子系統(tǒng)：通過高速氣壓釋放，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)在甲板上短距離彈射起飛。

系統(tǒng)總體方案如圖8 所示，減搖子系統(tǒng)通過對甲板運(yùn)動的補(bǔ)償實(shí)現(xiàn)攔阻繩索期望姿態(tài)的保持，完成對無人機(jī)回收的準(zhǔn)確攔阻，并引導(dǎo)無人機(jī)安全降落于著陸網(wǎng)上；攔阻子系統(tǒng)通過對攔阻電機(jī)的扭矩控制實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的柔性減速，使無人機(jī)安全降落；氣動彈射系統(tǒng)通過快速釋放氣壓，為無人機(jī)提供起飛的初速度；引導(dǎo)系統(tǒng)布置于甲板上，實(shí)現(xiàn)機(jī)–船相對狀態(tài)的高精度測量和甲板的運(yùn)動預(yù)測，為上述三個子系統(tǒng)提供實(shí)時和預(yù)測的 甲板運(yùn)動狀態(tài)，同時還能提供機(jī)船間的高精度相對狀態(tài)。

圖8 系統(tǒng)總體方案設(shè)計圖Fig.8 System overall scheme design drawing

2.1 減搖子系統(tǒng)

減搖子系統(tǒng)的核心功能是實(shí)現(xiàn)攔阻繩索的姿態(tài)不受甲板運(yùn)動影響，保持穩(wěn)定的姿態(tài)對無人機(jī)進(jìn)行攔阻。減搖子系統(tǒng)原理如圖9 所示，采用兩套移動滑軌并聯(lián)而成，滑軌上安裝有減搖電機(jī)驅(qū)動的運(yùn)動滑塊，一方面，兩套運(yùn)動滑塊通過同向運(yùn)動能夠補(bǔ)償船身的縱搖與垂向運(yùn)動；另一方面，通過運(yùn)動滑塊的相對運(yùn)動補(bǔ)償船身的橫搖，通過上述功能配合可以保持?jǐn)r阻索有效的攔阻狀態(tài)。

圖9 減搖子系統(tǒng)原理圖Fig.9 Schematic diagram of anti-rolling subsystem

該系統(tǒng)通過引導(dǎo)系統(tǒng)獲取高頻率的船身相對無人機(jī)的姿態(tài)變化，采用快速傅里葉變換將數(shù)據(jù)進(jìn)行頻域分析，通過卡爾曼濾波器篩選低頻大幅值信號，然后通過補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的運(yùn)動學(xué)模型解算出期望位置，最終控制各關(guān)節(jié)電機(jī)運(yùn)動，達(dá)到快速準(zhǔn)確補(bǔ)償?shù)哪康摹?/p>

甲板補(bǔ)償系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)如圖10 所示，減搖電機(jī)布置與系統(tǒng)底部，垂直安裝，通過換向和傳動 實(shí)現(xiàn)對運(yùn)動滑塊的運(yùn)動驅(qū)動。運(yùn)動滑軌是運(yùn)動滑塊的載體。攔阻電機(jī)主要實(shí)現(xiàn)攔阻索的張緊和攔阻減速度的控制。

圖10 甲板補(bǔ)償系統(tǒng)機(jī)械結(jié)構(gòu)圖Fig.10 Mechanical structure drawing of deck compensation system

基于上述原理設(shè)計，根據(jù)系統(tǒng)5 級海況下回收的任務(wù)要求，構(gòu)建了仿真模型，對系統(tǒng)的主要功能和參數(shù)進(jìn)行了仿真分析。系統(tǒng)的主要設(shè)計輸入?yún)?shù)如表1 所示。

表1 系統(tǒng)主要設(shè)計輸入?yún)?shù)Table 1 System main design input parameters

根據(jù)上述參數(shù)，構(gòu)建系統(tǒng)仿真模型，通過仿真計算分析可得，船身隨海浪運(yùn)動的同時，海浪補(bǔ)償機(jī)構(gòu)可進(jìn)行補(bǔ)償運(yùn)動。運(yùn)動滑塊的位移如圖11 所示，補(bǔ)償過程中只有沿繩索軸向的運(yùn)動，航向、橫滾、縱向及垂向均可以保持初始狀態(tài)。通過仿真最終計算出滑塊位移距離不大于6.77 m。

圖11 運(yùn)動滑塊的位移Fig.11 Displacement of the moving slider

圖12 顯示該點(diǎn)處的力與加速度均近似為0，表明該點(diǎn)處除了沿繩索軸向運(yùn)動之外無其他方向的運(yùn)動趨勢。右側(cè)鏈接點(diǎn)處的運(yùn)動情況與之相似，可說明該機(jī)構(gòu)補(bǔ)償?shù)目尚行浴?/p>

圖12 鏈接點(diǎn)處的加速度Fig.12 Acceleration at the link point

為了實(shí)現(xiàn)模塊功能，所要使用的模塊包括通信交互模塊，如圖13 所示：具備協(xié)議拆解功能，通過無線通信獲取無人機(jī)的位姿數(shù)據(jù)；減搖控制器：將通信得到的相對姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行變換、分解、 濾波等處理，通過運(yùn)動學(xué)模型計算出各關(guān)節(jié)期望位置值；傳感器反饋模塊：實(shí)時獲取電機(jī)運(yùn)動信息，為控制器提供反饋，形成閉環(huán)；電機(jī)控制模塊：根據(jù)期望值、傳感器反饋值，準(zhǔn)確控制電機(jī)達(dá)到機(jī)構(gòu)執(zhí)行的目的。

圖13 減搖子系統(tǒng)控制框圖Fig.13 Control block diagram of anti-rolling subsystem

甲板補(bǔ)償運(yùn)動控制采用基于自適應(yīng)FFT 預(yù)測算法與模糊–PID 相結(jié)合的控制策略，能夠根據(jù)船身姿態(tài)變化進(jìn)行實(shí)時姿態(tài)補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)運(yùn)動滑塊的快速響應(yīng)，補(bǔ)償作動器延遲，自適應(yīng)補(bǔ)償母船與無人機(jī)之間的相對運(yùn)動，算法解算模塊包括歐姆龍CPU、上位機(jī)；電機(jī)控制模塊包括歐姆龍NX單元、電機(jī)、電機(jī)驅(qū)動器。系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù)如表2 所示。

表2 減搖子系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù)Table 2 Main design parameters of anti-rolling subsystem

2.2 攔阻子系統(tǒng)

攔阻子系統(tǒng)主要通過柔性攔阻吸收無人機(jī)回收過程中的能量，逐步減小無人機(jī)的速度，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的安全回收。主要由攔阻電機(jī)、攔阻繩索和繩索導(dǎo)向輪組成，如圖14 所示。攔阻繩索向兩側(cè)延伸，通過一組導(dǎo)向滑輪連接至攔阻電機(jī)上。整個工作流程主要分為待命階段、攔阻階段和回收階段。在待命階段，攔阻電機(jī)需要克服減搖子系統(tǒng)中運(yùn)動滑塊的減搖運(yùn)動帶來的滑塊間的距離的變化，始終保持?jǐn)r阻繩處于張緊狀態(tài)；在攔阻階段，根據(jù)無人機(jī)的速度、姿態(tài)和位置控制電機(jī)扭矩，從而為無人機(jī)提供恒定的減速度，吸收攔阻能量；在回收階段，電機(jī)不輸出力矩，待飛機(jī)回收完畢，電機(jī)加載力矩，回收繩索重新進(jìn)入待命狀態(tài)。

圖14 攔阻子系統(tǒng)示意圖Fig.14 Schematic diagram of the arresting subsystem

攔阻系統(tǒng)控制框圖如圖15 所示，根據(jù)引導(dǎo)系統(tǒng)提供的機(jī)–船相對狀態(tài)，以及期望的無人機(jī)回收位置和狀態(tài)，分別解算兩個電機(jī)的期望轉(zhuǎn)速、扭矩等變量，然后根據(jù)電機(jī)狀態(tài)的實(shí)時反饋，采用柔性控制方法實(shí)現(xiàn)對電機(jī)輸出的控制，通過兩個電機(jī)的配合實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的攔阻的降落位置的控制。

圖15 攔阻系統(tǒng)控制框圖Fig.15 Arresting system control block diagram

攔阻子系統(tǒng)與減搖子系統(tǒng)使用相同的控制系統(tǒng)。在控制攔阻子系統(tǒng)時，需要用到兩個電機(jī)的扭力數(shù)據(jù)，因此軟件系統(tǒng)主要分為接口軟件和控制軟件，接口軟件中串口主要是嵌入于CDHD 控制單元，EtherCat 總線主要是嵌入于NX1P2 控制單元，其中串口有兩個：一個用于接收艦載控制子系統(tǒng)的電機(jī)控制信息并將電機(jī)的實(shí)時扭力發(fā)送給艦載控制子系統(tǒng)，另一個用于控制電機(jī)和接收電機(jī)的實(shí)時扭力信息，EtherCat 總線用于接收電機(jī)編碼器信息而得到電機(jī)位置?？刂栖浖饕乔度胗贜X1P2 控制單元，用于控制電機(jī)。這兩部分軟件都是通過對控制單位的配置來實(shí)現(xiàn)的?；谏鲜鲈O(shè)計，設(shè)計攔阻系統(tǒng)的主要參數(shù)指標(biāo)如表3 所示。

表3 攔阻系統(tǒng)主要參數(shù)指標(biāo)Table 3 Main parameters of the arrest system

2.3 引導(dǎo)子系統(tǒng)

引導(dǎo)子系統(tǒng)如圖16 所示，主要包含兩方面的功能：一是預(yù)估甲板運(yùn)動的靜息期，獲取最佳回收窗口；二是實(shí)現(xiàn)無人機(jī)與甲板的高精度高頻率的相對定位。因此，引導(dǎo)子系統(tǒng)主要由多站測距模塊和組合導(dǎo)航模塊構(gòu)成。多站測距模塊主要通過測量無人機(jī)的距離解算出無人機(jī)相對甲板的定位。組合導(dǎo)航模塊主要用于測量甲板的位置和姿態(tài)，提供甲板的俯仰、橫滾、航向、浮沉等數(shù)據(jù)。

圖16 自主收放引導(dǎo)子系統(tǒng)主要構(gòu)成及功能Fig.16 Main composition and function of the autonomous retractable guidance subsystem

艦船受風(fēng)浪影響，存在六自由度運(yùn)動：縱搖、橫搖、艏搖、縱蕩、橫蕩和垂蕩，如何預(yù)測甲板的運(yùn)動狀態(tài)是無人機(jī)實(shí)現(xiàn)回收決策的重要依據(jù)。艦船的運(yùn)動由海浪所驅(qū)使，雖然某一時刻或者某一次海浪運(yùn)動可以看成一種純隨機(jī)過程，然而從長期的統(tǒng)計來看，可以認(rèn)為是一個平穩(wěn)隨機(jī)過程，鑒于此，可以進(jìn)行艦船甲板運(yùn)動狀態(tài)的預(yù)估工作。本項(xiàng)目擬采用時間序列法對甲板運(yùn)動狀態(tài)進(jìn)行預(yù)測。如圖17 所示，該方法依據(jù)甲板運(yùn)動的歷史數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)估，不依賴甲板運(yùn)動本身的數(shù)學(xué)模型，在采集到N個歷史數(shù)據(jù)后，建立自回歸（Autoregressive，AR）模型，采用最小二乘法對模型參數(shù)進(jìn)行辨識，通過AIC 準(zhǔn)則（Akaike Information Criterion）對模型進(jìn)行定階，從而得到預(yù)報模型，進(jìn)而可進(jìn)行遞推預(yù)報。

圖17 甲板運(yùn)動預(yù)測技術(shù)方案Fig.17 Deck motion prediction technology scheme

多站測距模塊主要基于多站測距定位原理實(shí)現(xiàn)無人機(jī)相對甲板的高精度和高頻率定位，如圖18 所示。多站測距系統(tǒng)擬采用超寬帶（UWB）測距模塊構(gòu)建，其中，UWB 參考點(diǎn)（RN）按照一定的幾何布局安裝在艦船的降落平臺上，其相對坐標(biāo)通過標(biāo)定獲取。UWB 目標(biāo)站點(diǎn)（TN）安裝在待定位的無人機(jī)上。采用基于TOA 的多站測距定位方式。通過雙向飛行時間測距獲得TN到每個RN 的距離，由于測量誤差的存在，定位結(jié)果是一個包含TN 真實(shí)位置的三維區(qū)域。根據(jù)一定的誤差準(zhǔn)則，常用的如平方差之和最小準(zhǔn)則，可以獲得TN 的位置估計[20-21]。

圖18 基于多站測距定位的引導(dǎo)原理Fig.18 Guidance principle based on multi-station ranging and positioning

為了提高位置跟蹤的準(zhǔn)確性，這里將采用加權(quán)最小二乘（Weighted Least Squares，WLS）定位算法和擴(kuò)展卡爾曼濾波（Extended Kalman Filter，EKF）相結(jié)合的策略，如圖19 所示。通過 UWB 測距模塊獲得的一組距離測量值輸入WLS 定位算法，解算出TN 的粗略位置，然后將原始的距離測量值與上一步得到的粗略位置估計一起作為系統(tǒng)的觀測值，并作為擴(kuò)展卡爾曼濾波器的輸入；最后，對每個RN 分別執(zhí)行擴(kuò)展卡爾曼濾波處理，對得到的多個RN 的位置估計進(jìn)行加權(quán)平均，得到最終的位置估計。

圖19 WLS 與EKF 相結(jié)合的動態(tài)位置估計策略Fig.19 Dynamic position estimation strategy combining WLS and EKF

主要系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)如表4 所示。

表4 引導(dǎo)子系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)Table 4 Guidance subsystem design index

2.4 氣動彈射子系統(tǒng)

氣動彈射子系統(tǒng)的主要功能是通過快速氣壓釋放將飛機(jī)以足夠的初始速度彈出，同時要保證初始姿態(tài)穩(wěn)定。其系統(tǒng)構(gòu)成主要包括氣泵推進(jìn)系統(tǒng)、飛機(jī)彈射導(dǎo)軌、飛機(jī)支撐托架、減振彈簧及其他支撐構(gòu)件。其中，氣泵推進(jìn)系統(tǒng)由充氣泵、氣壓監(jiān)測裝置、彈射觸發(fā)繼電器組成，如圖20 所示。

圖20 彈射機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計圖Fig.20 Structure design drawing of ejection mechanism

彈射子系統(tǒng)的工作過程主要包括彈射過程和復(fù)位過程。彈射過程：首先根據(jù)釋放控制指令將發(fā)射信號輸入至彈射觸發(fā)繼電器中，控制氣泵泄壓，氣泵的氣壓將裝載無人機(jī)的支撐托架推出，飛機(jī)支撐托架延彈射導(dǎo)軌運(yùn)行至末端，接觸氣彈簧后減速至停止，置于飛機(jī)支撐托架的無人機(jī)彈出，進(jìn)入飛行狀態(tài)，彈射過程完畢。復(fù)位過程：通過換向閥反向加壓，將飛機(jī)支撐托架復(fù)位，氣泵閉合，換向閥方向歸位，復(fù)位過程完畢。氣動彈射子系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù)如表5 所示。

表5 氣動彈射子系統(tǒng)主要設(shè)計參數(shù)Table 5 Main design parameters of aerodynamic ejection subsystem

氣動彈射控制系統(tǒng)如圖21 所示，主要包括氣泵的氣壓控制模塊和彈射控制模塊。氣壓控制模塊通過監(jiān)測氣泵本體的壓強(qiáng)，實(shí)現(xiàn)氣泵的充氣功能。彈射控制模塊實(shí)現(xiàn)接控制指令，完成氣泵的瞬間泄壓，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的彈射起飛。氣泵控制模塊采用PID 控制氣泵氣壓，為了克服在大偏差情況下的嚴(yán)重超調(diào)，使系統(tǒng)出現(xiàn)振蕩現(xiàn)象，影響正常運(yùn)行，在增量型PID 算法基礎(chǔ)上又采用了積分分離式PID 調(diào)節(jié)方法，即偏差較大時取消積分作用，當(dāng)偏差較小時才將積分作用投入。此外，對運(yùn)算出的控制量限幅，防止積分飽和。

圖21 彈射器子系統(tǒng)硬件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.21 Hardware system structure diagram of the catapult subsystem

另外，無人機(jī)釋放過程中所面臨的主要困難在于：母體平臺存在的不規(guī)則晃動將導(dǎo)致被釋放平臺離開的瞬間具有非零姿態(tài)與速度以及由耦合效應(yīng)引起的動力學(xué)異常，這將嚴(yán)重影響平臺的運(yùn)行安全。因此，在選擇甲板靜息期的發(fā)射窗口外，無人機(jī)的起飛控制擬采取如下方案：首先，利用非線性可達(dá)集分析方法結(jié)合具體飛行測試實(shí)驗(yàn)來研究無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定飛行的初始條件；然后，研究釋放控制策略，通過甲板預(yù)測方法估計釋放的最佳甲板狀態(tài)窗口，保證釋放后瞬間無人機(jī)平臺運(yùn)動的速度和姿態(tài)達(dá)到要求；最后，研究魯棒飛行控制策略，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)從釋放瞬間的非常規(guī)飛行模態(tài)向穩(wěn)定飛行模態(tài)的快速、安全過渡。其中可達(dá)性分析的研究擬采取魯棒控制的方法，結(jié)合無人機(jī)本體的動力學(xué)模型（依據(jù)試驗(yàn)飛行數(shù)據(jù)），通過離線優(yōu)化反解技術(shù)得到無人機(jī)的最大可達(dá)狀態(tài)區(qū)域（針對特定穩(wěn)定飛行模態(tài)）；飛行控制則采用基于加速度反饋增強(qiáng)的控制策略，該策略能夠保證在原有常規(guī)飛行控制器的基礎(chǔ)上，通過對不確定因素的補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)對風(fēng)擾等外部影響的抑制，保證飛行安全性。

3 仿真與實(shí)驗(yàn)

為了充分驗(yàn)證本文設(shè)計的空中–水面子母無人平臺系統(tǒng)的效果，本文采用兩種不同方式循序漸進(jìn)地對該系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證，分別為半物理仿真實(shí)驗(yàn)以及真實(shí)水面實(shí)驗(yàn)。

3.1 半物理仿真實(shí)驗(yàn)

設(shè)計并完成了半物理仿真與測試平臺的研制，并開展了釋放回收系統(tǒng)的半物理仿真驗(yàn)證。半物理仿真與測試平臺方案如圖22 所示，包括六自由度平臺、回收網(wǎng)系統(tǒng)、升降臺、固定翼無人機(jī)、攔阻機(jī)構(gòu)和控制系統(tǒng)?；厥站W(wǎng)系統(tǒng)設(shè)置于六自由度平臺的中部位置，主體結(jié)構(gòu)為設(shè)置在這四個支柱上的回收網(wǎng)。在六自由度平臺前方的設(shè)置有一對對稱安置的升降臺，在每一個升降臺上都固連著攔阻機(jī)構(gòu)?；厥者^程概括為：當(dāng)固定翼無人機(jī)接近六自由度平臺，發(fā)出準(zhǔn)備降落的信號，并放下掛鉤時，升降臺根據(jù)探測到的固定翼無人機(jī)的位置單獨(dú)調(diào)節(jié)每一個升降臺的高度，以匹配固定翼無人機(jī)的飛行姿態(tài)。固定翼無人機(jī)的掛鉤掛上攔阻索時固定翼無人機(jī)會在攔阻機(jī)構(gòu)的作用下減速，并能以一個相對較低的速度撞上回收網(wǎng)完成回收過程?；厥站W(wǎng)系統(tǒng)設(shè)置于六自由度平臺中部位置，回收網(wǎng)系統(tǒng)包含四個支柱及回收網(wǎng)。兩組升降臺設(shè)置于六自由度平臺尾部，兩組升降臺對稱放置。升降臺主要由支架和升降運(yùn)動機(jī)構(gòu)組成。固定翼無人機(jī)是前拉式無人機(jī)，機(jī)身后部設(shè)有角度可調(diào)的連接鉤。

圖22 半物理仿真與測試系統(tǒng)Fig.22 Semi-physical simulation and test system

在六自由度平臺上設(shè)有控制系統(tǒng)，且控制系統(tǒng)包括六自由度平臺控制子系統(tǒng)、無人機(jī)控制子系統(tǒng)和通信系統(tǒng)等。

海浪是一種由海風(fēng)作用而生成的不規(guī)則波浪，長期對海浪的研究表明：已經(jīng)充分成長的海浪能用平穩(wěn)隨機(jī)過程的理論知識來分析。本文采用ITTC 雙參數(shù)譜作為海浪仿真譜密度函數(shù)。其公式如下[22-23]：

其中，ξw/3表示三一平均波高，ω表示各諧波對應(yīng)的頻率。最終在三級海風(fēng)情況下單點(diǎn)長峰波海浪仿真，如圖23 所示。

圖23 ITTC 海浪譜模擬三級海浪Fig.23 ITTC wave spectrum simulates three-level waves

在物理系統(tǒng)上進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)，如圖24 所示，可以看出，在不同的無人船運(yùn)動姿態(tài)下，海浪補(bǔ)償機(jī)構(gòu)均可以使攔阻索保持姿態(tài)穩(wěn)定。

圖24 海浪補(bǔ)償動態(tài)測試中兩種典型無人船 姿態(tài)情況下的攔阻索姿態(tài)保持情況Fig.24 Retention of the arresting rope attitude under two typical unmanned ship attitudes in the sea wave compensation dynamic test

經(jīng)測量，實(shí)驗(yàn)所用小型固定翼無人機(jī)的重量為1.618 kg。

回收過程中，無人機(jī)能夠成功撞線并落入安全網(wǎng)中，進(jìn)行10 次以上攔阻測試實(shí)驗(yàn)，計算得到回收成功率不小于80%。無人機(jī)回收測試過程如圖25 所示。

圖25 無人機(jī)自主回收實(shí)驗(yàn)過程Fig.25 Experimental process of autonomous recovery of UAV

3.2 真實(shí)水面實(shí)驗(yàn)

搭建圖26 所示真實(shí)水面環(huán)境下空中–水面子母無人平臺系統(tǒng)，系統(tǒng)包括攔阻機(jī)構(gòu)、機(jī)械臂、機(jī)械臂滑軌、彈射器以及固定翼無人機(jī)。在2 級風(fēng)環(huán)境下，實(shí)現(xiàn)了重量為1.88 kg 的固定翼無人機(jī)船載自主起降試驗(yàn)。

圖26 空中–水面子母無人平臺系統(tǒng)Fig.26 Air-to-surface unmanned platform system

試驗(yàn)全過程中無人機(jī)以及回收系統(tǒng)前向線速度曲線圖，如圖27~29 所示。

圖27 前向線速度曲線圖Fig.27 Forward current speed curve

回收全過程中，由無人艇俯仰角以及橫滾角曲線圖可以看出，該空中–水面子母無人平臺能夠完成3 級海況下自主釋放與回收。

圖28 無人艇俯仰角度曲線圖Fig.28 Curve of pitch angle of unmanned boat

圖29 無人艇橫滾角度曲線圖Fig.29 Unmanned boat roll angle curve diagram

如圖30 所示，本文研制了一套應(yīng)用于固定翼無人機(jī)在水面運(yùn)動平臺的自主回收技術(shù)，包括動平臺自主起降引導(dǎo)技術(shù)、應(yīng)用于自主釋放回收系統(tǒng)的自主控制技術(shù)和無人艇自主起降及機(jī)船協(xié)同控制技術(shù)，并且還開發(fā)了一套空中–水面子母無人系統(tǒng)原理樣機(jī)，實(shí)現(xiàn)了固定翼無人機(jī)在水面無人平臺的自主釋放和回收。

圖30 實(shí)驗(yàn)全流程Fig.30 Whole process of the experiment

4 結(jié) 論

本文通過借鑒國際上最新的自主回收的小型艦載固定翼無人機(jī)研究方案，提出了攔阻減搖和高精度引導(dǎo)相結(jié)合的固定翼無人機(jī)回收系統(tǒng)，可以降低甲板搖擺對回收的影響，同時提升無人機(jī)回收過程中的控制精度，并輔以甲板轉(zhuǎn)運(yùn)系統(tǒng)，可以極大地提升回收過程的自主性、安全性和適應(yīng)性。在此基礎(chǔ)上，建立了系統(tǒng)的物理仿真平臺，通過物理實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了開發(fā)和驗(yàn)證，該實(shí)驗(yàn)表明本系統(tǒng)能夠有效提高小型艦載固定翼無人機(jī)短時間內(nèi)自主回收成功率。該空中–水面子母無人平臺系統(tǒng)為異構(gòu)無人系統(tǒng)的實(shí)際應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。接下來將繼續(xù)深入研究非常規(guī)初始條件下的穩(wěn)定飛行控制技術(shù)，提高子母無人系統(tǒng)的耦合性。此外，將進(jìn)行更復(fù)雜環(huán)境下的應(yīng)用測試，提高回收機(jī)構(gòu)在強(qiáng)風(fēng)擾、海浪等不確定因素下的回收穩(wěn)定性。