无尾布局无人机着舰系统动力学及抗干扰着舰控制方法研究

20251128

科学研究和技术服务业

本成果依托于小展弦比无尾布局无人机自主着舰系统的长期研究积累，已形成从理论建模、控制算法、软件实现到缩比飞行验证的完整技术链路。技术成熟度方面，成果已完成六自由度高保真动力学模型构建，气动数据库基于风洞实验与CFD计算建立，并通过静/动态气动力、舵效耦合和大迎角特性分析形成较为完备的模型体系。在控制算法层面，本成果提出的反步法滑模自主着舰控制方法已在仿真与实机缩比样机环境中实现，验证了其对舰尾流、海面紊流与甲板六自由度运动等复杂扰动条件的稳定跟踪能力，关键指标包括：纵向误差稳态控制在±2 m 以内、横向误差控制在±1 m 范围内、姿态角误差控制在1°量级，均满足舰载无人机自主着舰的工程需求。算法在开源飞控 ArduPlane 上已完成移植与实时运算验证，代码结构稳定、资源占用适中，具有较强的工程可部署性。 在工艺与工程验证方面，研究团队已完成 1:9.5 缩比验证机的加工制造与飞行测试，采用 CNC 加工、复材外壳、舵机系统集成及自主设计的迎角/侧滑角传感器，构成完整的硬件-算法闭环验证平台。缩比飞机在真实风场、多次着陆条件下均实现稳定降落，表现出较高的重复性与可靠性。硬件实现过程积累了舵面重分配、作动器带宽匹配、惯量标定、传感器布局与噪声抑制等工程经验，为后续全尺寸无人机适配与系统集成奠定技术基础。 从成果转化阶段来看，该技术已完成从“理论研究—数值仿真—缩比验证”的三级验证，处于可直接向工程化样机、产品化系统过渡的阶段。动力学模型、控制算法与传感器方案均已具备成熟模块化结构，可根据合作方机型进行快速适配。目前，成果技术成熟度（TRL）已达到 5—6 级：核心算法稳定可靠，硬件适应性验证初步完成，具备向原型机、工程样机移植的条件。下一阶段重点将集中于：面向特定无人机平台的气动数据适配、全尺寸飞控系统移植与调参、舰面运行环境的进一步高保真模拟及工程级冗余设计。总体而言，该成果已具备较强的应用基础与转化能力，能够较快推进至工程化、产品化阶段。

成果转化需要与具备无人机系统研发、舰载应用场景或海上平台运营能力的合作方开展联合攻关，以便在工程化适配、飞控系统集成与试验验证方面形成完整转化路径。在资金方面，预计需要合作方提供用于气动试验、工程样机制造、飞控系统适配与多轮试验验证的专项支持，包括风洞与CFD计算费用、机体加工费用、传感器与飞控硬件采购等，以完成从缩比验证向原型机示范的过渡。 在场地方面，成果转化需要具备固定翼 UAV 放飞与回收环境的专业飞行试验场地，以及能够模拟舰面扰动的实验条件。例如，需要一定尺度的跑道、海风环境试验区，或具备甲板运动模拟能力的测试平台，以支持控制算法在真实扰动环境下的分阶段验证。在更高阶段，若合作方具备海上平台、船载或岸基船舶试验条件，可进一步进行准工程级验证。 在设备方面，合作方需配备包括加工制造设备（如复材加工、数控加工）、飞行测控设备（地面站、遥测系统）、高性能飞控计算平台以及传感器集成设备。若具备风洞测试能力或能够提供气动数据库，将进一步缩短原型机适配周期。对于计划进行舰载化验证的合作单位，若拥有航母模型、舷侧风场模拟装置或甲板运动模拟装置，将极大提升转化效率。 在人力与技术支持方面，合作方需具备无人机结构设计、飞控软件开发、传感器集成、试飞组织等方面的专业团队。特别是飞控算法工程化调试、执行机构控制、电传操纵系统设计等岗位人员，将是成果转化顺利推进的关键。此外，还需要安全员、试飞员、远程操作员等专业人员保障项目顺利实施。研究团队将负责算法优化、模型适配、控制器参数设计与验证流程制定，与合作方共同推进产品化进程。 总体而言，合作方需具备一定的工程基础与应用场景资源，以支撑成果向工程样机和产业化阶段迈进。双方协同可在短周期内完成从算法级成果到可落地应用的系统集成与示范任务。

仅限国内转让

本成果的转化预期效益体现在经济效益与社会效益两个主要方面。 在经济效益方面，随着舰载无人机在侦察监视、海上补给、电子战、目标指示及远程打击等任务中的需求不断增长，自主着舰能力将成为无人机产业的重要竞争点。本成果提出的反步法滑模自主着舰方法具有可移植性高、适配性强、对气动模型依赖较低的特点，可适用于多种固定翼无人机、飞翼构型乃至部分垂直/短距起降平台。随着技术成熟度提升，该成果可形成可规模化推广的飞控模块及软硬件集成解决方案，为无人机制造企业与海上装备企业带来新的产品线和商业机会。此外，该技术能显著缩短无人机的舰面回收时间，减少误着陆风险，降低训练和维护成本，对舰载无人机的量产化具有明显经济推动作用。 在社会效益方面，自主着舰能力的突破将有效提升无人机在危险、复杂环境中的作战与任务执行能力，减少人工操作风险，促进海上应急救援、海洋监测、巡逻执法等任务体系向智能化方向升级。尤其在恶劣气象、夜间或无人值守条件下，本成果可显著提高无人机在海上平台的可用性与安全性，从而提升整体海上装备的自主运行水平。此外，该成果推动了国产自主飞控算法的发展，促进产学研协同创新，有助于增强我国在无人机核心技术领域的话语权。 综上，该成果转化后将在军用与民用领域形成可量化的经济收益，并在海洋安全、智能装备、航空产业链升级等方面带来长期的社会价值，为我国无人机自主化与智能化发展提供坚实支撑。

北京市自然科学基金本科生“启研”计划

北京市科学技术委员会;中关村科技园区管理委员会

本成果来源于针对“小展弦比无尾布局无人机在复杂扰动环境下的自主着舰控制”开展的系统性研究。研究依托六自由度非线性动力学模型、风洞与CFD融合的高精度气动数据库、以及参照军标构建的舰尾流与甲板运动扰动模型，提出了一套适用于无尾布局无人机的自主着舰抗干扰控制方法，并通过缩比样机飞行试验完成工程化验证。相关理论模型、控制策略与实验数据来源于研究者对无尾布局无人机着舰动力学、抗扰控制与工程验证的系统研究。 成果的技术原理建立在“高精度动力学建模—反步法滑模控制—多源扰动下的全链路验证”这一总体思路之上。首先，为解决小展弦比飞翼固有的三轴耦合、纵向静不稳定与大迎角强非定常等动力学难题，研究构建了覆盖全迎角与侧滑角范围的气动数据库，并建立了包含静态气动力、动态导数效应与舵面偏转增量的非线性飞行动力学模型。该模型充分考虑了大迎角区间前缘涡脱落、涡破裂、气动力迟滞、舵效衰减等典型非线性现象，能够真实反映无尾布局无人机在高速接近与低速进场阶段的复杂气动响应。此外，为将舰载环境扰动纳入整体建模框架，研究基于 MIL-F-8785C、MIL-HDBK-1797A 等标准对舰尾流及甲板六自由度运动进行频域分解与滤波器建模，使动力学模型具备再现海况风扰、航母运动、涡场激励等真实扰动的能力，从而为后续控制算法提供可信环境基础。 在动力学模型的支撑下，研究提出了适用于小展弦比无尾布局无人机的三级递阶式自主着舰控制框架。控制方法遵循反步法思想，由外至内依次构建位置控制、姿态控制与角速率控制三层结构，每一层针对不同动态特征设计了互补的非线性鲁棒控制律。外环通过 PID 结构完成下滑轨迹与横向位置的精确跟踪，并结合实时计算的下滑角、航迹偏转角与理想着舰点位置，生成俯仰角与滚转角指令，以补偿甲板运动与侧风扰动；中环采用微分滑模控制，通过构建滑模面有效抑制姿态扰动，使俯仰、滚转与偏航姿态实现快速收敛；内环则采用积分滑模控制，对角速度误差进行抑制，同时增强对舵面非线性、执行机构带宽限制与涡场干扰的抵御能力，以保证控制指令在强扰动下仍具有足够的稳定裕度和鲁棒性。此外，研究在纵向通道引入进近动力补偿系统，通过调节油门来维持目标迎角，进一步提升纵向控制的稳定性。 基于上述控制架构，研究开展了多组自主着舰场景下的仿真验证。结果表明，在仅有气动扰动的情况下，纵向位置误差能在约25秒内从初始90米收敛至±2米以内，横向误差稳定在±1米范围；姿态角跟踪误差在稳态阶段小于0.1°，角速率误差基本不超出1°/s。在叠加甲板运动扰动后，外环仍能稳定控制飞行器保持着舰路径，虽然纵向误差出现与甲板频率相近的周期性波动，但最终均能收敛至可接受范围；姿态角保持良好跟踪性能，迎角在短暂振荡后也能维持在理想值附近。舵面反应虽在初始阶段呈现典型滑模抖振与较大幅度偏转，但最终均回到合理范围。这些仿真结果证明了所提出控制方法在大迎角、强耦合、多源扰动条件下的适应性和鲁棒性。 为验证该技术的工程可行性，研究团队进一步研制了1:9.5 缩比无尾布局飞翼验证机，并在开源飞控系统基础上实现了反步法滑模控制算法的嵌入式移植。缩比验证机在几何布局、操纵面形式与动力配置上严格对应全尺寸模型，并集成了自主研制的迎角/侧滑角传感器、数字空速计、冗余IMU 等航电系统。在缩比验证机上，由于算力和模型精度限制，研究采用涡格法结合小扰动理论估算气动导数，并通过舵面重分配策略解决全动翼尖带来的三轴耦合问题。飞行试验结果表明，缩比验证机能够稳定跟踪下滑道，高度误差控制在0.2米以内，滚转角跟踪误差小于5°、滞后不超过0.5秒，俯仰角在近地面阶段虽因地面效应产生轻微振荡，但整体表现稳定可靠，最终成功完成自主着陆。试验进一步证明了控制方法在实际飞行环境与硬件约束条件下的有效性与适用性。 从综合技术指标来看，该成果在自主着舰全过程中表现出高度的跟踪精度、抗扰性与实时性。高度与横向误差均满足舰载无人机着舰精度要求；姿态角控制精度达到1°量级；对风扰、甲板运动与舰尾流扰动具有显著抑制效果；舵面执行满足着舰阶段对控制力矩的需求，并具备工程适配性。此外，整个控制框架具有良好的可移植性，可在有限算力条件下实施，适用于未来更大、更复杂的舰载无人机系统。 本成果具有广泛的应用前景。随着舰载无人机在侦察监视、打击支援、电子对抗与任务补给等领域需求的上升，具备全天候、可恢复、低风险、自主化的着舰能力将成为未来舰载无人机系统的关键性能指标。该研究构建的高精度动力学模型与分层滑模控制框架，可直接为飞翼无人机的着舰控制系统提供理论与算法基础；其扰动建模方法可拓展至海上舰船平台起降、、低空风场下的复杂环境自主降落等任务场景；缩比样机试验经验与硬件在环验证方法也为未来全尺寸无人机工程应用奠定基础。