一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法

本发明涉及无人机控制，具体是一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法。

背景技术：

1、自主起降是无人机研制过程中的关键技术环节之一，对于巡航速度较高的固定翼无人机尤为重要。相比着陆过程，起飞过程安全性相对较高，若采用轮式起落架，其关键技术在于滑跑纠偏，通过地面测试即可完成技术验证。而着陆过程涉及无人机本体姿态稳定控制，高度、下沉率精确控制，及滑跑减速控制等过程，复杂度高，风险较大。其中，着陆速度是影响安全性的重要因素之一。目前，大迎角着陆成为有效降低着陆速度的技术方案，已在各国展开深入研究。此外，着陆前的高度和速度精确控制，同样至关重要。

2、大迎角飞行的关键点在于姿态稳定和迎角保持。其中，姿态稳定特指大迎角状态下的姿态稳定控制。对于常规固定翼飞行器而言，小迎角范围内气动参数随迎角呈近似线性趋势变化，当迎角增大时(小于失速迎角)，出现一定程度非线性特征；对于无尾布局等非常规形式飞行器，其气动特性参数随迎角和控制舵偏变化非线性较强。因此在大迎角范围内的姿态控制律设计中，需要充分考虑气动模型非线性的影响，设计非线性控制律。迎角保持，即指无人机除实现姿态稳定以外，还需保持较大迎角状态。常规控制方法中，采用升降舵控制俯仰角，油门控制飞行速度的逻辑方案。虽然通过控制速度可以起到间接控制迎角的作用，但这种方法一方面忽略了控制目标状态间的约束关系，可能出现油门为零时速度仍无法减小，或者高度下降过快的情况。同时，根据升重平衡，速度和迎角有唯一的对应关系，在大迎角状态时，升力系数变化减缓，使得速度变化幅度减小，此时迎角对速度变化更加敏感，测量误差及扰动对控制效果影响加剧。

3、另一方面，在高度和速度控制中，传统控制方式存在较强的耦合作用，即升降舵控制姿态过程中，飞行高度会发生变化，进而影响速度变化，而油门控制过程中，速度变化会改变迎角，进而改变飞行航迹和姿态，进一步影响飞行高度。总能量控制方法尽管提出了利用油门控制飞机总能量，升降舵或俯仰角控制动能/势能平衡关系的解耦策略，但仍存在一些不足之处：理论推导过程中进行了小角度简化，无法适应大角度范围变化；采用比例-积分控制，对非线性模型适应性差；控制参数较多，增加了参数优化复杂度。

4、综上所述，传统的无人机纵向速度和高度控制方法，在轨迹精确控制及低速大迎角应用场景中存在一定缺陷，很难满足实际需求。

技术实现思路

1、针对上述现有无人机控制方法设计过程中的不足，本发明提供一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，不仅模型参数适应性强，而且指令计算复杂度低，能够有效地实现大迎角范围高度速度解耦控制。

2、为实现上述目的，本发明提供一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

3、步骤1，确定固定翼无人机的期望飞行空速和期望飞行高度；

4、步骤2，根据期望飞行高度与实际高度之间的关系设计期望高度变化率，并通过期望高度变化率以及期望飞行空速，计算得到期望航迹倾角；

5、步骤3，通过期望飞行空速和期望航迹倾角，利用通用配平方法，计算得到对应的配平迎角和期望姿态角；

6、步骤4，根据配平迎角与实际迎角偏差，基于增量非线性动态逆方法设计推力-迎角控制律，得到推力控制指令，实现迎角-速度控制；

7、步骤5，根据期望姿态角与实际姿态角偏差，基于增量非线性动态逆方法设计俯仰角控制律，得到升降舵偏指令，实现姿态-航迹控制。

8、本发明具有如下有益技术效果：

9、1、本发明将期望飞行空速和期望飞行高度的直接指令，利用状态配平约束关系，间接转化为迎角和姿态角指令，实现了解耦控制。推力-迎角控制律使无人机可以维持在较大范围迎角状态，与姿态角控制律相结合，则使无人机稳定地维持在当前迎角状态，并实现航迹控制。采用推力直接对迎角进行控制的逻辑，一方面，避免了大迎角区域内迎角对速度变化较为敏感的问题，减弱了速度扰动对迎角的影响；另一方面，若采用推力对速度进行控制，而速度与迎角有关，存在迎角变化的中间环节，会增加控制回路，降低控制效率；

10、2、本发明中的迎角和姿态控制，均利用增量非线性动态逆理论进行控制律设计，利用加速度反馈进行控制，避免了一部分模型非线性对控制效果的影响，提升了控制律的适应能力与抗干扰能力；

11、3、本发明中姿态角控制回路响应速度快于迎角控制回路，一方面，在迎角变化过程中，可以认为俯仰角已达到期望值，减少迎角控制过程中的变量，使其满足增量非线性动态逆简化条件；另一方面，在航迹角控制过程中，可以通过调整期望俯仰角，对航迹角控制过程进行微调，弥补迎角控制过程中的航迹角变化，提高航迹控制精度。

技术特征：

1.一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，步骤2中，将期望高度变化率设计为一阶环节，为：

3.根据权利要求2所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，步骤2中，所述期望航迹倾角为：

4.根据权利要求1或2或3所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，步骤3具体包括：

5.根据权利要求4所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，在步骤3.1的配平过程中，飞行器本体的飞行性能和控制能力设置相应的约束条件，对配平状态的合理性做出判断并进行相应调整，以确保目标状态在理论上是可达的。

6.根据权利要求4所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，步骤4具体包括：

7.根据权利要求4所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，步骤5具体包括：

8.根据权利要求7所述的固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，其特征在于，在步骤5.3的角速度回路控制律中，俯仰角指令跟踪速度快于迎角指令跟踪速度，以补偿迎角跟踪速度较慢带来的航迹误差。

技术总结
本发明公开了一种固定翼无人机纵向高度速度解耦非线性控制方法，包括：确定无人机的期望飞行空速和期望飞行高度；设计期望高度变化率，通过期望高度变化率以及期望飞行空速，计算得到期望航迹倾角；通过期望飞行空速和期望航迹倾角，计算得到对应的配平迎角和期望姿态角；根据配平迎角与实际迎角偏差，基于增量非线性动态逆方法设计推力‑迎角控制律，得到推力控制指令；根据期望姿态角与实际姿态角偏差，基于增量非线性动态逆方法设计俯仰角控制律，得到升降舵偏指令。本发明应用于无人机领域，不仅解决了大迎角状态下气动特性非线性的影响，且对模型误差有较好的适应性，可适用于大迎角状态飞行，有效降低着陆速度，提高起降过程安全性。

技术研发人员：陈清阳,辛宏博,王鹏,王玉杰,侯中喜
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13