第1章 緒論

空中回收適用于中小型無人機，但該方式較少被采用�？罩谢厥盏幕厥漳笝C通常為有人駕駛的直升機，空中回收系統(tǒng)安裝在母機上。被回收的無人機上不僅需要有阻力傘和主傘之外，還需要有鉤掛傘、吊索和可旋轉的脫落機構。當被回收的無人機在空中打開降落傘飄落時，回收母機通過鉤掛傘和吊索將無人機回收，然后攜帶其至安全著陸區(qū)域進行垂直著陸回收。無人機空中回收受天氣與風況影響較大，母機駕駛員需要具有較有高的飛行駕駛技術[21~24]。著陸滑跑回收是中大型無人機普遍采用的回收方式，具體回收過程與有人機降落過程類同。無人機著陸滑跑回收對機場的要求遠不及有人機場復雜，其對跑道位置、面積、周邊地形和地面導航設備的要求與普通有人機機場相比簡單很多[25~35]。無人機自主著陸控制是無人機著陸回收的重難點[36~46]。為保證機載設備能夠安全回收，某些無人機的起落架結構設計成較脆弱的形式，允許著陸接地時損壞，吸收能量，，減小振動，同時可減小滑跑距離。參考艦載有人機短距著陸過程，某些無人機在機尾安裝尾鉤裝置，在著陸滑跑過程中，地面攔截繩掛住尾鉤，使無人機受阻滑停，縮減滑停距離。

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第2章 動力學建模及飛行性能分析

2.1 引言

本課題研究的飛行器平臺為中科院長春光機所自主研發(fā)的某型號無人機，該機采用 V 型尾翼，單活塞發(fā)動機配螺旋槳，前三點式起落架結構。其主要參數(shù)如表 2.1 所示。無人機飛行力學模型是一個非常復雜的動力學系統(tǒng)，為簡化所研究的問題，給出如下合理的假設：1) 無人機為剛體模型；2) 無人機質量和轉動慣量不隨時間變化；3) 重力加速度不隨高度變化；4) 忽略地球曲率，即“地球平板假設”；5) 忽略地球自轉影響，即地面坐標系等同慣性坐標系。在以上假設的基礎上，無人機的運動將被視為六自由度的剛體運動，即分別繞三個坐標軸角運動和沿三個坐標軸的線運動。

2.2 坐標系定義及其相互轉換

合理選擇不同坐標系來定義和描述飛行運動參數(shù)是建立無人機動力學模型并進行飛行控制系統(tǒng)分析和設計的基礎。本文以歐美坐標系定義方法為基準，坐標系符合右手螺旋定則，具體定義形式如下。1) 地面坐標系取地面的某一點（飛機初始位置）作為原點go 。g go x 軸處于水平面內沿著起飛方向，向前為正；g go y 軸位于水平面內且與g go x 軸垂直，向右為正；g go z軸垂直于地面，向下為正。2) 機體坐標系取無人機的質心作為機體坐標系的原點bo ，坐標系與飛機固連，b bo x 軸與機身的軸線重合，并處于機身的縱向對稱面內，向前為正；b bo y 與縱向對稱面垂直，向右為正；b bo z 位于縱向對稱面內與b bo x 垂直，向下為正。3) 速度坐標系取無人機的質心作為坐標原點ao ，a ao x 與無人機空速方向一致，向前為正；a ao z 軸垂直a ao x 且位于縱向對稱面內，向下為正，a ao y 垂直于a a ao x z 平面，向右為正。當無風時，飛行速度為氣流速度（空速），當有風時，氣流速度（空速）不等于飛行速度（地速）。4) 穩(wěn)定坐標系取無人機質心為坐標原點so ，s so x 軸是飛行速度在飛機縱向對稱面內的投影，向前為正，s so z 軸垂直s so x 位于縱向對稱面內，向下為正，s so y 垂直于縱向對稱面，向右為正，并與機體坐標軸b bo y 重合。

第 3 章 自主著陸策略制定及航跡規(guī)劃................39

3.1 引言 ..............................39

3.2 自主著陸策略制定 .........39 

3.3 自主著陸航跡規(guī)劃 ........................44 

3.4 本章小結 ........................49

第 4 章 自主著陸內�？刂破髟O計.................51
4.1 引言 ..................51

4.2 內模控制基礎 ...............51 

4.3 著陸飛行縱向內�？刂破髟O計 .....................58 

4.4 著陸飛行橫向內�？刂破髟O計 ...............65 

4.5 地面滑跑橫側向內�？刂破髟O計 .................71

第 5 章 自主著陸自適應內�？刂破髟O計....................................77

5.1 引言 .................77
5.2 自適應內模控制 ............77

5.3 著陸飛行縱向自適應內�？刂� ...........78 

5.4 著陸飛行橫向自適應內�？刂� ............ 80

5.5 地面滑跑橫向自適應內�？刂� .........81
5.6 系統(tǒng)數(shù)字仿真 .............82

第6章 自主著陸半物理試驗

6.1 引言

系統(tǒng)數(shù)字仿真不包含航電系統(tǒng)硬件的參與，在飛行測試之前，需將控制律寫入機載計算機，并與可進行地面測試的航電硬件進行聯(lián)合調試，驗證系統(tǒng)功能的完整性和協(xié)調性，即半物理測試。半物理測試系統(tǒng)包括飛行控制和地面仿真兩部分，分別實現(xiàn)流程控制、飛行指令設定、飛行控制、被控對象模擬、導航設備模擬、通信數(shù)據(jù)交互、上位機調參和實時數(shù)據(jù)顯示等功能。

6.2 半物理測試原理

半物理測試原理如圖 6.1 所示。被控對象模擬采用飛行動力學模型仿真機實現(xiàn)，通過模型仿真機實時計算并輸出飛行狀態(tài)。GPS 模擬器接收模型仿真機輸出的地速、加速度、姿態(tài)及位置來模擬 GPS 信號，再由 GPS 接收機解算出地速和位置。三軸仿真轉臺接收仿真機輸出的姿態(tài)角信號驅動轉臺轉動，模擬飛行姿態(tài)，安裝在轉臺上的 INS 隨轉臺一同轉動，模擬機體的姿態(tài)角運動。動靜壓模擬器接收模型仿真機輸出的速度和高度模擬相應的動壓和靜壓，大氣機接收動壓和靜壓信號解算出空速、真空速、馬赫數(shù)和氣壓高度。負載模擬器接收仿真機解算的鉸鏈力矩指令來模擬舵面產生的鉸鏈力矩。機載計算機接收上述全部信息，調用相應的控制律進行解算，輸出舵指令給舵機系統(tǒng)，舵機系統(tǒng)響應舵指令，采集舵機響應并將舵響應反饋至機載計算機和模型仿真機，分別用以解算控制律和飛行狀態(tài)參數(shù)，從而形成整個閉環(huán)系統(tǒng)。
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第7章 總結與展望

本課題以中科院三期知識創(chuàng)新工程 “小型隱身無人機總體技術” 項目為依托，結合具體任務需求和項目指標，對無人機系統(tǒng)建模、飛行性能分析、自主著陸策略制定及航跡規(guī)劃、控制律設計及系統(tǒng)數(shù)字仿真、半物理測試等方面進行理論分析或試驗研究，取得了一些有意義的結果，并應用于中科院長春光機所某無人機。本文完成的主要工作及所得的結論如下：1）在考慮螺旋槳發(fā)動機旋轉引起的氣動反扭力矩、發(fā)動機安裝推力線偏心及無人機本身停機角設計等因素影響的情況下，建立了無人機空中飛行和地面滑跑的六自由度非線性模型。在飛行運動解耦的基礎上，利用小擾動線性化原理分別將運動模型線性化，非別給出了無人機空中飛行和地面滑跑的線性化模型表達式。分析了樣例無人機的飛行性能，分別給出氣動特性、推力特性、縱向機動特性、橫向機動特性和模態(tài)特性的分析結果。

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參考文獻（略）

本文編號：208615