王鑫，陳欣，李繼廣

　?。暇┖娇蘸教齑髮W(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京211106）

       摘要：艦載機的著艦過程被認(rèn)為是艦載機事故率最高的階段，因此，如何引導(dǎo)與控制艦載機特別是無人機艦載機實現(xiàn)精確著艦，一直是國內(nèi)外研究人員的研究熱點。對無人艦載機所采用的氣動布局和研制無人艦載機的迫切性、必要性進行了描述，對國內(nèi)外飛翼布局無人機的現(xiàn)狀進行了研究, 對自主著陸和著艦技術(shù)進行了比對分析, 并且指出了自主航母著艦控制技術(shù)的特殊性。針對無人艦載機在自主著艦過程中遇到的復(fù)雜風(fēng)擾動、甲板運動和航母條件限制,分析了艦載機著艦過程中的控制與導(dǎo)引技術(shù)難點，對自主著艦控制的關(guān)鍵技術(shù)和解決方法的發(fā)展過程和現(xiàn)狀進行了闡述和總結(jié), 并就自主著艦技術(shù)的發(fā)展進行了展望。

　　關(guān)鍵詞：飛翼無人機；自主著艦；甲板運動預(yù)測；軌跡生成技術(shù)；抗干擾技術(shù)

　　中圖分類號：TP273文獻標(biāo)識碼：ADOI： 10.19358/j.issn.1674-7720.2017.04.003

　　引用格式：王鑫，陳欣，李繼廣.飛翼無人機自主著艦控制技術(shù)的綜述［J］.微型機與應(yīng)用，2017,36（4）：7-9，13.

0引言

　　美國和歐盟等發(fā)達(dá)國家一直致力于具備攻擊和隱形優(yōu)勢的飛翼式無人機的技術(shù)研究，無人機的飛翼布局適合航母上對空間要求小的特點，有效載荷大與滯空時間長，得益于翼身融合飛機布局氣動效率，無垂尾阻力小，所以艦載無人機多以此布局。目前，諾斯羅普·格魯門公司研制的X47B型無人機戰(zhàn)斗機完成了岸基攔阻降落試驗、艦上彈射起飛、“觸艦復(fù)飛”試驗以及海上攔阻著艦試驗,這標(biāo)志著美國海軍艦載無人攻擊機演示驗證項目(UCASD)計劃的成功。X47B 作為美國海軍重點發(fā)展的未來航空兵力和“空海一體戰(zhàn)”的重要支撐平臺， 憑借其超遠(yuǎn)的航程、強大的自持力和高度的隱身性,將大大推動航母艦載航空兵的歷史性變革, 甚至?xí)氐最嵏参磥砗？兆鲬?zhàn)模式。

1飛翼無人機的發(fā)展現(xiàn)狀

　　美國的X45A是由美國國防高級研究計劃局及空軍聯(lián)合與波音公司簽訂的合同, 作為Joint Unmanned Combat Air systems (JUCAS)項目的一部分， 波音公司的“鬼怪”團隊共生產(chǎn)了兩架X45A型無人戰(zhàn)斗機，并在2002年5月完成首次飛行。

　　格魯門公司的X47B方案進行海軍無人機作戰(zhàn)航空系統(tǒng)驗證機(UCASD)計劃的競爭, 海軍最終選擇了X47B方案。2011年5月，美國海軍NUCAS項目進入第二階段，波音公司正是利用“鬼怪鰩”的方案積極參與競標(biāo)［1］。

　　諾斯羅普·格魯門公司展示自籌資金的X47A項目，2002年7月進行了首次滑行試驗，該項目被合并入國防部的JUCAS項目計劃。2004年8月美國國防技術(shù)研究局授權(quán)三架無人機戰(zhàn)斗機演示和操作評估。2005年6月X47B項目成立。在2007年8月X47B從海軍無人機作戰(zhàn)航空系統(tǒng)驗證機(UCASD)計劃的競爭中勝出。 X47B共進行了4次試驗，其中2次是成功的［2］。

　　歐洲在無人戰(zhàn)斗機的發(fā)展上試圖跟上美國， 但是由于經(jīng)濟實力的限制，采用多國合作共擔(dān)風(fēng)險的合作模式。 神經(jīng)元無人機戰(zhàn)斗機(Neuron UCAV)是法國武器裝備總署發(fā)起的4.05億歐元預(yù)期2年的研制計劃， 由歐洲六國共同組成研發(fā)團隊。德國一方面以國防開支緊縮為由沒有參加Neuron UCAV無人戰(zhàn)斗機， 另一方面自己啟動研制“梭魚”無人機， 直接和Neuron UCAV競爭， 并試圖把薩博和阿萊尼亞拉入自己的陣營， 薩博通過SHARC和FILUR無人技術(shù)驗證機掌握了一些關(guān)鍵技術(shù)。由于德國不肯出資， 瑞典無力負(fù)擔(dān)下一代戰(zhàn)斗機的研制才加入合作， 法國正深陷二戰(zhàn)以來最為深重的經(jīng)濟危機， 意大利則幾乎被開除發(fā)達(dá)國家的行列， 因此Neuron UCAV的前景并不樂觀， 對達(dá)索未來的影響值得關(guān)注［3］。

　　雷神無人戰(zhàn)斗機(Taranis UCAV)是2006年9月英國國防部和BAE系統(tǒng)公司簽署的1.4億英鎊、為期4年的研制合同。

　　以英國BAE和法國的達(dá)索公司為首研發(fā)團隊進行合作，對雷神和神經(jīng)元無人機戰(zhàn)斗機的開發(fā)進行共享，并已經(jīng)啟動未來作戰(zhàn)無人機項目第一階段的論證驗證，預(yù)計在2016年結(jié)束后進行項目發(fā)展決策［4］。

　　我國在飛翼布局的無人機戰(zhàn)斗機的實際工程控制技術(shù)研究方面， 由中航工業(yè)設(shè)計和制造了國內(nèi)第一架飛翼布局的隱身無人攻擊機“利劍”， 已經(jīng)在2013年11月12日在西南某飛行路基基地完成了首飛，飛行時間20分鐘［5］。

2自主著艦控制技術(shù)難點

　　目前在陸基著陸方面, 無人機的自主著陸方式主要有輪式起降和彈射起飛、傘降回收兩種方式。相對輪式起降，彈射起飛、傘降回收對場地沒有太高的要求。在輪式著陸方面,以色列的蒼鷺無人機采用輪式著陸的方式，相比于無人機在陸基的自主著陸,航母自主著艦有著其自身的特殊之處：

　?。?）著艦平臺不同。航母的甲板與海平面有高度差, 甲板是運動的，并且在艦載機著落接近甲板的時候，氣流環(huán)境相對比較復(fù)雜。

　?。?）著艦的精度要求比在陸地上高。艦載滑軌跡和陸地著陸都是3.5°，在接近著陸點200~300 m左右的時候，飛機逐漸被拉平，著陸時的下沉率為0。艦載機著陸，下降的過程中始終要保持3.5°，艦載著陸的這個區(qū)域四道攔阻索，在著艦區(qū)域的四道攔阻索之中，最安全的著艦是第二道攔阻和第三道攔阻索之間的區(qū)域，其著艦區(qū)域的范圍大概是42 m左右，也就是±20 m這個誤差，比陸地的著艦±100 m的精度標(biāo)準(zhǔn)要嚴(yán)苛得多。

　　(3)著艦過程中低速狀態(tài)下的可操縱性弱；飛機的下滑速度要比在陸地上下滑的速度低50~80 km/h，盡管艦載機的機翼面積比較大、翼載荷比較小、相對安全的迎角和速度范圍更寬，但在整個下降過程中，依然處于一種亞安全狀態(tài)，一旦飛機出現(xiàn)偏差，可供修正的操縱權(quán)限非常小。

　　F/A18艦載機完整的自主著艦過程為：(1)在接到著艦許可之前，著艦機在距航空母艦27.8 km處按照設(shè)定的馬歇爾航線飛行等待；(2)接到著艦指示后， 艦載機從進場點開始一邊降低飛行高度，一邊左盤旋飛行， 在距航母艦尾15 km處時，高度降到 360 m；(3)保持飛行高度到距艦尾9.25 km時，放下尾鉤， 并進入著艦航線，飛過航空母艦上空后，左轉(zhuǎn)180°，降低飛行高度速度；（4）在距艦尾5.6 km時進入自動著艦引導(dǎo)系統(tǒng)（ACLS）下滑引導(dǎo)段，如圖1所示。如果需要復(fù)飛， 著艦機需先上升到360 m高度后，再次進入著艦航線［6］。

3自主著艦控制技術(shù)現(xiàn)狀

　　3.1軌跡生成技術(shù)

　　由于在整個著艦過程中飛機受到復(fù)雜氣流、甲板運動、起落架和攔阻索的實際條件的限制，需要對進場速度、下沉速度、攔阻速度等各個約束條件和影響情況進行性能分析，找出最佳著艦的軌跡，用于艦載機著艦軌跡的生成。

　　艦載機進場速度大小直接影響到飛機安全性，航母攔阻索對飛機的速度有限制，需要通過對不同攔阻索的試驗，得到載荷與距離的測試數(shù)據(jù)，用于艦載機動力學(xué)建模以及仿真的研究。艦載機的下沉速度是飛行控制目標(biāo)值、起落架載荷和飛機重量的綜合性設(shè)計輸入，在艦載機下沉速度上，美國根據(jù)海軍的使用情況，給出了艦載機下沉速度的設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)和經(jīng)驗計算公式。參考美軍標(biāo)準(zhǔn)，沈陽飛行控制研究所研究了艦載機的下沉速度，并且根據(jù)美軍標(biāo)公式和國外型號艦載機的著艦速度性能數(shù)據(jù)進行了數(shù)據(jù)計算和著艦影響分析［7］。北京航空航天大學(xué)通過實際著艦試驗得出不同狀態(tài)下多型艦載機的下沉速度、進場速度等參數(shù)的實測數(shù)據(jù)，并且根據(jù)艦載機的進場速度約束分析，提出了參數(shù)適配性的概念，分析了艦載著陸的最大迎角、著艦下滑角和攔阻距離三種因素，得到質(zhì)量與速度的適配性曲線，研究結(jié)果表明通過增大預(yù)設(shè)攔阻力和提高飛機的低速氣動特性可有效地增加飛機的最大著艦質(zhì)量，擴展適配包線的范圍，從而提高飛機著艦的安全性，但是下滑角大小的改變對著艦最大質(zhì)量的影響不大［8］。

　　在軌跡在線生成方面，按照實現(xiàn)軌跡最優(yōu)控制的方式，可以分為間接和直接兩種方法。在間接法上，非線性模型預(yù)測的方法能夠解決軌跡高精度跟蹤［9］，但是間接法依賴于假設(shè)條件，需要對復(fù)雜環(huán)境、干擾和噪聲影響進行假設(shè)。直接法的主要思想是通過對控制向量和狀態(tài)子集進行離散化和參數(shù)化處理，從而實現(xiàn)控制問題的簡化，主要包括：直接打靶法、直接多重打靶法、動態(tài)逆法、配點法、微分包含法和偽普法。直接法雖然只能夠生成接近最優(yōu)控制的軌跡，但是該方法便于工程實現(xiàn)，比如移動目標(biāo)優(yōu)化動態(tài)軌跡生成和跟蹤問題。

　　3.2制導(dǎo)與控制技術(shù)

　　飛翼布局的無人機由于無垂尾、展弦比小，具有橫側(cè)向靜不穩(wěn)定和縱橫向耦合等特點，目前有兩種方式來改善系統(tǒng)的穩(wěn)定性，第一種方法是改變飛機整體氣動外形，改變后掠角和展弦比來增穩(wěn)；第二種方法是增加系統(tǒng)的增穩(wěn)手段。在飛翼布局橫側(cè)向的增穩(wěn)方面，采用了三種不同的方法：（1）通過開裂式副翼生產(chǎn)不對稱阻力提供偏航力矩；（2）通過襟翼的上下差動偏轉(zhuǎn)提供偏航力矩；（3）擾流片偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航力矩，最后分別通過風(fēng)洞實驗結(jié)果，分析偏轉(zhuǎn)對氣動和穩(wěn)定的影響，并驗證了氣動布局構(gòu)型的可行性［10］。

　　飛翼無人機飛控律的設(shè)計上，波音公司的鬼怪團隊對X45飛翼無人機控制系統(tǒng)的具體設(shè)計是，內(nèi)回路采用基于積分的魯棒伺服LQR線性控制算法，增強系統(tǒng)的抗擾動能力。外回路控制主要基于增益調(diào)度的PID控制算法，橫側(cè)方向航跡控制器的設(shè)計具有抗側(cè)風(fēng)能力，控制變量是側(cè)向加速度，利用航線側(cè)向距離、航向角偏差和偏航角等變量得到側(cè)向加速度與航點實際加速度對比對無人機操縱面進行控制?？v向方向高度控制器的設(shè)計、控制器的結(jié)構(gòu)分為兩種，分別對應(yīng)于飛行階段的起飛、著陸和空中飛行，在空中航線飛行階段，選用高度、高度微分和迎角等變量，經(jīng)過PID計算得到給定俯仰角速率，計算得到對無人機舵面給定值進行控制。在著陸階段時，選擇高度和高度微分作為縱向回路的控制變量，迎角和加速度不再作為控制變量。鬼怪團隊對X36型無尾驗證戰(zhàn)斗機和本身的系統(tǒng)組成架構(gòu)以及其飛行試驗的情況進行了描述［11］，該型驗證機采用飛翼布局、鴨翼方式和先進的矢量推進噴口控制技術(shù)增加了飛機的機動性，導(dǎo)致飛機的縱向和橫側(cè)向都不穩(wěn)定。針對X36型無人機的這種特性，采用動態(tài)逆控制的算法，這種算法給出了固定增益調(diào)度的模式，改善了非線性度和飛行參數(shù)的動態(tài)品質(zhì)。同時為提高系統(tǒng)的安全性，引入了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)的控制算法對目標(biāo)進行修正，主要是對模型的不確定性和舵機不可預(yù)測性故障的修正，動態(tài)逆的控制方法依賴于氣動數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，控制器的魯棒性較差［12］。

　　在復(fù)雜環(huán)境的干擾方面，自抗擾控制器不依賴于模型的準(zhǔn)確度，能更好地實現(xiàn)抗干擾，但是未考慮實際工程上的傳感器測量精度以及執(zhí)行機構(gòu)等延時影響，控制器魯棒性有限［13］。在抗風(fēng)擾動方面，為解決飛翼布局在側(cè)風(fēng)和有限下沉風(fēng)干擾時的軌跡和姿態(tài)跟蹤問題，飛行控制器的設(shè)計必須具有較強的魯棒性。目前有三種著艦方式：（1）側(cè)航法；（2）側(cè)滑法；（3）直接側(cè)力法。在飛翼布局的無人機上，采用直接側(cè)力控制方法［14］，機頭鴨翼提供平衡側(cè)滑所需要的側(cè)力，同時利用開裂式副翼產(chǎn)生平衡偏航力矩，能夠?qū)崿F(xiàn)平穩(wěn)著艦。而對側(cè)航和側(cè)滑兩種著陸方式進行了比較，由于飛翼布局無人機上橫側(cè)向的不穩(wěn)定性，當(dāng)飛機出現(xiàn)側(cè)滑時更容易產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)角,

　　為增加橫側(cè)向的阻尼，采用卡爾曼濾波算法對側(cè)滑角進行估計，并將側(cè)滑角作為主控信號，分別采用H∞魯棒控制器和自適應(yīng)控制的方法，有效地解決了飛翼布局無人機在大迎角下機動控制問題，為解決復(fù)雜環(huán)境下飛翼無人機的自主著艦提供了思路［15］。

4展望

　　隨著具有攻擊和隱形優(yōu)勢的需求發(fā)展，具有艦載起降功能的飛翼式布局的無人機將成為未來發(fā)展的趨勢。在飛翼布局無人機攻擊機的自主艦載著艦控制關(guān)鍵技術(shù)中，在艦載機的測量方面, 采用基于引導(dǎo)雷達(dá)、偽距差分定位和紅外探測融合的測量方法，將成為艦載機相對位置和姿態(tài)測量的重要手段；在制導(dǎo)與控制方面，在著艦低壓情況和艦尾復(fù)雜氣流下，通過發(fā)動機動力自動補償技術(shù)，保持能量，平穩(wěn)著艦；采用基于魯棒伺服控制的進行型自適應(yīng)控制算法，能夠有效抑制航母艦尾流，實現(xiàn)艦載機著艦過程中空速和下滑軌跡的制導(dǎo)與控制。

　　參考文獻

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