本发明属于飞行器控制技术，涉及一种无真航向的滑行控制方法。
背景技术：
轮式起降是飞行器起降的主要形式。而滑跑是轮式起降过程中必备的过程。为了保证飞行器在跑道中央滑行，并且能够抵抗跑道环境以及侧风等环境因素影响，就需要无人机就有滑行航向控制能力。传统飞行器滑跑控制模型中，常使用速度控制、偏航角控制、航迹角、偏航角速率控制、侧偏距控制等多环节控制，而其中偏航角是传统飞行器滑跑控制中的关键参数。
某型无人机由于成本和体积限制，无法获知其航向角。更加困难的是，由于发动机干扰和滑跑前为静止状态，其航迹角和磁航向角也十分不可信，严重缺乏偏航角的测量方式。因此，原有飞行器滑跑控制模型无法支持该型号无人机滑跑。
技术实现要素：
本发明的目的是：针对小型无人机测量手段有限，六自由度运动模型参数缺失，简化计算方法，引入变增益参数，通过与飞机系统联合参数设计，提出一种无真航向的滑行控制方法。
本发明的技术方案是：一种无真航向的滑行控制方法，所述滑行控制方法为无人机滑跑过程中各个传感器参数设置，包括：
4)滑行开始阶段，无人机地速为0～12km/h：
d)航迹角支路的变增益系数kchigrnd为1.5；
e)侧偏距支路的变增益系数kygrnd为0；
f)偏航速率支路的增益系数krsnsn为1；
5)低速滑行阶段，无人机地速为12～30km/h：
d)航迹角支路的变增益系数kchigrnd由1.5逐渐减少到1；
e)侧偏距支路的变增益系数kygrnd由0逐渐增加到1；
f)偏航速率支路的增益系数krsnsn为1；
6)高速滑行阶段，无人机地速为30km/h～离地：
d)航迹角支路的变增益系数kchigrnd保持为1；
e)侧偏距支路的变增益系数kygrnd保持为1；
f)偏航速率支路的增益系数krsnsn保持为1。
本发明的有益效果是：本发明中的滑行控制方法通过控制结构和相应参数设计，实现了在低速条件下无真航向、磁航向等导致的侧偏角不准确情况下的滑行控制，解决了无真航向的小型无人机滑行控制问题。本发明已通过小型无人机进行试飞试验，效果良好。
附图说明
图1为本发明中侧偏距、航迹角、偏航速率各个参数的控制结构连接示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步描述。
本发明的关键点在于侧偏距、航迹角、偏航速率各个参数的控制结构和控制策略，具体其参数接入时机和形式结构可见附图说明。
参见图1，其中：
cmd:航迹角指令
chi:航迹角测量值
ydist:侧偏距测量值
rsnsn：偏航速率
Kchigrnd:航迹角支路的变增益系数
Kygrnd:侧偏距支路的变增益系数
Kyawrnd:侧偏距支路的增益系数
Krsnsn:偏航速率支路的增益系数
Ktaxiy：主增益
Apyc：最终控制指令
公式为：apyc＝(((cmd-chi)*kchigrnd-ydist*kygrnd*kyawrnd)-rsnsn*krsnsn)*ktaxiy。
各个参数将依据无人机当前状态进行动态调参。