CN102722176A - 一种可变形无人机飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可变形无人机飞行控制方法，可变形无人机采用鸭式可伸缩前掠翼单垂尾气动布局，通过根轨迹方法整定分析，高低速变形无人机可采用低速控制器设计方法实现控制器参数整定，满足两个飞行速度下控制器设计要求。变形时间与发动机控制时机配合是变形飞行器控制策略的一部分，通过飞行力学设计分析表明，发动机推力变化先于变形时间的过程和策略。

Description

一种可变形无人机飞行控制方法

所属技术领域

本发明提供了一种可变形无人机飞行控制方法，属于飞行控制系统中控制器设计和控制策略领域，主要应用于可变形无人机变形控制。

背景技术

可变形无人机是新一代无人机发展的方向。传统的飞机采用改变机翼外形的办法，如采用变后掠角、变翼型弯度等方法，以适应起降、巡航和高速飞行等不同的飞行状态，力求获得比较理想的性能。但这种办法机构复杂、功能受限、效率较低，难以适应较广范围飞行环境变换(如速度、气候、高度等)的要求，导致传统无人机应用范围有限。变形无人机可根据要求调整其形态(伸展或者收缩)，达到高效能、安全以及任务要求等目的。

现有技术中，变形无人机一般按照常用固定翼飞机的控制器整定方法来整定参数，这样有一定的局限性，因为在变形状态下飞行器自身的动力学特性发生了较大的变化，需要较为全面的考察控制器所面临的各种飞行条件的改变才能设计鲁棒的控制器。而目前没有针对可变形无人机机翼伸缩变形之后无人机能够继续稳定飞行的控制方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可变形无人机飞行控制方法，实现了对可变形无人机机翼伸缩变形的稳定控制。

本发明的技术解决方案是：

一种可变形无人机飞行控制方法，步骤如下：

(1)通过根轨迹方法确定PID控制器

$\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{\mathrm{\θ}}\mathrm{\Δ\θ}+K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^h(h-h_c)+K_z^{\∫h}\∫(h-h_c)$ 的内回路控制增益参数和以及外回路控制增益参数

和

之后所述可变形无人机根据确定的PID控制器进行飞行控制，进入步骤(2)；其中，ω_z为所述可变形无人机的俯仰角速率，θ为俯仰角，h为飞行高度，h_c为预设的高度指令；

(2)若所述可变形无人机的飞行速度在0～100m/s的范围内且所述可变形无人机的当前状态为低速构型状态，则无人机的控制系统发出低速转高速变形指令，之后进入步骤(3)开始进行低速转高速的变形；

若所述可变形无人机的飞行速度为大于100m/s且处于高速构型状态，则无人机的控制系统发出高速转低速变形指令，之后进入步骤(5)开始进行高速转低速的变形；

(3)将无人机发动机的推力提高为高速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从低速构型状态变形为高速构型状态，进入步骤(4)；

所述高速构型推力是指使无人机能够在高速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(4)变形为高速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在高速构型状态下定直平飞，则低速转高速的变形结束；

(5)将无人机发动机的推力减小为低速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从高速构型状态变形为低速构型状态，进入步骤(6)；

所述低速构型推力是指使无人机能够在低速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(6)变形为低速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在低速构型状态下定直平飞，则高速转低速的变形结束；

所述低速构型状态是指可变形无人机的机翼处于伸展状态；

所述高速构型状态是指可变形无人机的机翼处于收缩状态。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提供了一种可变形无人机的飞行控制方法，综合考虑了变形时间与发动机控制时机的配合，明确了发动机推力变化先于变形时间的过程，通过本发明方法，实现了针对可变性飞行器设计的PID控制器，且通过本发明方法，可以使得可变形飞行器在变形前后均能够稳定飞行。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为可变形无人机纵向内回路控制器结构

图3为低速转高速构型速度变化曲线

图4为低速转高速构型俯仰角变化曲线

图5为低速转高速构型高度变化曲线

图6为低速转高速构型迎角变化曲线

图7为高速转低速构型速度变化曲线

图8为高速转低速构型俯仰角变化曲线

图9为高速转低速构型高度变化曲线

图10为高速转低速构型迎角变化曲线

具体实施方式

本发明中可变形无人机可以采用鸭式可伸缩前掠翼单垂尾气动布局。高速巡航采用小展弦比布局，低速巡航采用大展弦比布局。俯仰控制通过全动鸭翼实现。主翼以及外翼的外形及尺寸则综合飞行稳定性、操纵性、以及发射和回收等要求确定。

飞控计算机采集各设备的模拟信号、数字信号和离散信号。按照控制律和控制策略控制操纵面的偏转、实现无人机机翼伸缩变形和发动机工作状态，使飞机按预定的飞行轨迹飞行。并将飞行姿态、高度、位置及发动机工作状态等各种信息，经过编码，通过数据链路，传输到地面遥测遥控系统，供指挥控制人员监测飞机的飞行状态和机载设备状态。

如图1所示，本发明提供的一种可变形无人机飞行控制方法步骤如下：

(1)变形无人机控制器采用纵向和横向分开设计的方式，两方向控制回路相互解耦。纵向控制回路可以采用姿态控制和高度控制结构，采用姿态控制作为内回路，用来增加系统的阻尼和姿态控制的作用，如图2所示，高度为控制外回路，控制系统的高度。采用升降舵和发动机实现控制。变形时间和发动机参数相互牵制：在收缩机翼前需要提高发动机推力，而伸展机翼前则需减小发动机推力，若顺序反置则会出现飞行不稳定状态。

通过根轨迹方法确定PID控制器 $\mathrm{\Δ}{\mathrm{\δ}}_z=K_z^{\mathrm{\θ}}\mathrm{\Δ\θ}+K_z^{{\mathrm{\ω}}_z}{\mathrm{\ω}}_z+K_z^h(h-h_c)+K_z^{\∫h}\∫(h-h_c)$ 的内回路控制增益参数

和

以及外回路控制增益参数

和

之后所述可变形无人机根据确定的PID控制器(即比例积分微分控制器)进行飞行控制，进入步骤(2)；其中，ω_z为所述可变形无人机的俯仰角速率，θ为俯仰角，是无人机通过角速率陀螺和垂直陀螺测量得到。无人机对ω_z和θ采用PD控制方式，实现无人机内回路稳定飞行。h为飞行高度，通过无人机上的GPS确定，无人机对高度h采用PI控制方式，h_c为预设的高度指令，无人机根据高度指令确定飞行高度；

控制器设计应按照低速飞行段和高速飞行段各整定一份控制参数，但考虑本方案变形无人机在高速段飞行区域速度(0.4Ma)比低速段(0.2Ma)仅高0.2Ma，多次整定控制器参数对实际飞行性能并无特别提高，且高低方案飞行自然频率均小于0.5Hz，都属于低频控制器设计范围。故本方案按照根轨迹方法整定了低速飞行段的控制器参数，可用于高速飞行控制。

(2)若所述可变形无人机的飞行速度在0～100m/s的范围内且所述可变形无人机的当前状态为低速构型状态，则无人机的控制系统发出低速转高速变形指令，之后进入步骤(3)开始进行低速转高速的变形；

若所述可变形无人机的飞行速度为大于100m/s且处于高速构型状态，则无人机的控制系统发出高速转低速变形指令，之后进入步骤(5)开始进行高速转低速的变形；

低速构型状态是指可变形无人机的机翼处于伸展状态，高速构型状态是指可变形无人机的机翼处于收缩状态。

当无人机在低速条件下稳态飞行时，若贸然收缩机翼，而不提高发动机推力，则升力减小、迎角减小导致高度降低飞行器无法配平而导致失稳。在低速稳定飞行时，若想提高速度，则应先提高发动机推力，持续飞行一段时间后再实现收缩机翼变形，在此同时尽量控制高度不发生变化，这样就能保证飞机在定高高度上实现无人机收缩变形，因为推力增加导致速度也增加，而定高飞行会使飞行迎角减小，经过一段时间后在收缩机翼，虽然机翼面积减小，但动压并未明显减小，能提供无人机飞行要求的推力。由此本发明方法的第三个步骤为

(3)将无人机发动机的推力提高为高速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从低速构型状态变形为高速构型状态，进入步骤(4)；

所述高速构型推力是指使无人机能够在高速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(4)变形为高速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在高速构型状态下定直平飞，则低速转高速的变形结束；

当无人机在高速条件下稳态飞行时，若贸然伸展机翼，而不减小发动机推力，则升力增大，迎角增大导致飞行器阻力增大，高度增加，无法配平而导致失稳。通过上述分析可发现，变形阶段无人机推力变化应先于变形时间发生。在高速稳定飞行时，若想降低速度，则应先减小发动机推力，经过一段时间后再实现伸展机翼，在此同时尽量控制高度不发生变化，这样就能保证飞机在定高高度上实现无人机伸展变形，因为推力减小导致速度也减小，而定高飞行会使飞行迎角增大，经过一段时间后再伸展机翼，虽然机翼面积增大，但动压并未明显增大，能提供无人机飞行要求的推力。由此本发明方法的第五个步骤为：

(5)将无人机发动机的推力减小为低速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从高速构型状态变形为低速构型状态，进入步骤(6)；

所述低速构型推力是指使无人机能够在低速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(6)变形为低速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在低速构型状态下定直平飞，则高速转低速的变形结束。

使用本发明的飞行控制方法进行仿真，起飞段到变形段仿真(低速转高速构型)非线性仿真：图3～图10中的图例，trans 10s所代表的曲线表示变形时间为10秒，trans 60s所代表的曲线表示变形时间为60秒。

仿真开始时无人机速度为237km/h(65.8m/s)，如图3(横坐标为速度(m/s)，纵坐标为时间(s))所示，从地面2米高度发射，如图5(横坐标为高度(m)，纵坐标为时(s))所示。发射俯仰角为12度，如图4(横坐标为俯仰角(deg)，纵坐标为时间(s))所示。前250秒为爬升段，为俯仰角控制状态，前10秒俯仰指令为15度，250秒前保持8度爬升角爬升到1000m高，后在1000m高度保持。推力在250秒前保持200N，从250秒时从200N减速到100N，让推力在机翼缩回时开环增加，直到速度由0.2Ma加速到0.4Ma。在400秒时，开始变形，机翼收缩回去用时1分钟和用时10秒钟进行比较，推力在350秒时从100N增加到300N。由图3～6中可看出，迎角如图6(横坐标为迎角(deg)，纵坐标为时间(s))所示，俯仰角在60秒的伸缩变形下变化比10秒来的小，可能会对飞机的冲击小些。

高速到低速变形段仿真(高速转低速构型)非线性仿真：

航迹控制时仿真开始时速度为486km/h(135m/s)，如图7(横坐标为速度(m/s)，纵坐标为时间(s))，从高度1000米高度开始巡航，如图9(横坐标为高度(m)，纵坐标为时间(s))，变形期间控制高度闭环，保持在1000米。在100秒时开始变形(高速到低速构型)，机翼伸展用时1分钟和用时10秒钟进行比较。50秒时，推力开环从300N减小到100N，速度从115m/s减小到68m/s。由图7～10中可看出，迎角如图10(横坐标为迎角(deg)，纵坐标为时间(s))所示，俯仰角如图8(横坐标为俯仰角(deg)，纵坐标为时间(s))在60秒的伸缩变形下变化比10秒来的小，可能会对飞机的冲击小些。

Claims (2)

1.一种可变形无人机飞行控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)通过根轨迹方法确定PID控制器

的内回路控制增益参数 和 

以及外回路控制增益参数 

之后所述可变形无人机根据确定的PID控制器进行飞行控制，进入步骤(2)；其中，ω_z为所述可变形无人机的俯仰角速率，θ为俯仰角，h为飞行高度，h_c为预设的高度指令；

(2)若所述可变形无人机的飞行速度在0～100m/s的范围内且所述可变形无人机的当前状态为低速构型状态，则无人机的控制系统发出低速转高速变形指令，之后进入步骤(3)开始进行低速转高速的变形；

若所述可变形无人机的飞行速度为大于100m/s且处于高速构型状态，则无人机的控制系统发出高速转低速变形指令，之后进入步骤(5)开始进行高速转低速的变形；

(3)将无人机发动机的推力提高为高速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从低速构型状态变形为高速构型状态，进入步骤(4)；

所述高速构型推力是指使无人机能够在高速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(4)变形为高速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在高速构型状态下定直平飞，则低速转高速的变形结束；

(5)将无人机发动机的推力减小为低速构型推力后持续飞行50～100s，之后无人机进行变形，从高速构型状态变形为低速构型状态，进入步骤(6)；

所述低速构型推力是指使无人机能够在低速构型的状态下定直平飞的配平推力；

(6)变形为低速构型状态之后持续飞行，直到所述可变形无人机能够在低速构型状态下定直平飞，则高速转低速的变形结束。 

2.根据权利要求1所述的一种可变形无人机飞行控制方法，其特征在于：

所述低速构型状态是指可变形无人机的机翼处于伸展状态；

所述高速构型状态是指可变形无人机的机翼处于收缩状态。 

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