輪式無人機自主著陸控制技術研究.pdf

1、輪式無人機的飛行過程可以分成三個階段：地面滑跑起飛、空中飛行以及進場著陸。建立樣例無人機的數學模型時，考慮到三個階段的飛行過程中樣例無人機受力不盡相同，因此在建立其空中飛行段的全量數學模型的基礎上，建立了樣例無人機地面滑跑段的數學模型。為便于控制器的設計，對樣例無人機的全量數學模型進行配平線性化處理，結合已有的氣動數據、結構參數等，對樣例無人機進行特性分析，包括升阻比特性分析、靜穩(wěn)定性分析以及縱橫向模態(tài)分析。
　　為確保樣例無人機

2、的著陸安全，樣例無人機下滑時的升降速率須保持在一定范圍內且最終須以抬頭姿勢著陸，因此設計了適用于樣例無人機的一種基于待飛距離的下滑軌跡線，該下滑軌跡線包括進場飛行段、軌跡捕獲段、直線下滑段、末端拉起段、地面滑跑段。根據樣例無人機的最小最大速度、最大推力、飛行高度變化范圍、迎角工作范圍等指標，確定下滑軌跡線各個階段的具體控制參數。
　　樣例無人機著陸段的控制律設計以及控制參數選取，是影響樣例無人機安全著陸的重要因素。在樣例無人機的縱

3、橫向模態(tài)特性分析的基礎上，分別對樣例無人機的縱向控制回路以及橫側向控制回路(縱向控制回路包含了高度控制回路和俯仰姿態(tài)控制回路，橫側向控制回路包含了滾轉控制回路、航向控制回路以及航跡控制回路)進行控制律的設計以及控制參數的選取。通過全數字仿真實驗對所設計的控制律進行驗證，仿真驗證結果表明設計的控制律能夠滿足樣例無人機自主著陸的要求。
　　精確的導航結果是實現無人機準確著陸的前提，本文綜合考慮飛行環(huán)境對導航傳感器的影響因素，在著陸段的

4、飛行控制系統設計中，提出了一種基于氣壓和無線電高度表輔助的GPS/SINS/視覺組合導航方法。首先分析了GPS、SINS、氣壓高度表、無線電高度表的工作原理以及誤差模型，重點闡述了一種地面視覺導航系統的組成、工作原理；采用聯邦卡爾曼濾波算法對各傳感器輸出信息進行融合，針對傳統聯邦濾波器固定信息分配系數的缺陷，設計了一種基于子濾波器協方差矩陣特征值的自適應信息分配系數。最后通過仿真試驗驗證了本文研究的聯邦濾波組合導航方案能夠提供高精度的導