CN109436363A - 一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，涉及无人机技术领域，能够使大过载、折叠翼式无人机顺利进行弹射起飞，避免其出现掉高和失速等导致起飞失败的问题；该方法包括S1、弹射起飞准备及过载检测；S2、姿态及动力控制；S3、空速及爬升率控制；S4、高度爬升控制。本发明提供的技术方案适用于大过载、折叠翼式无人机弹射起飞的过程中。

Description

一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法

【技术领域】

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法。

【背景技术】

无人机弹射起飞控制用于无人机在大过载、高动态弹射过程中的状态稳定与状态过渡控制，通过舵面和动力控制，保持飞机姿态、空速、高度等飞行状态可控，实现无人机从弹射前状态平稳过渡到正常巡航状态的目标。

目前无人机的弹射起飞方式主要是基于滑轨的弹射起飞方式。这种弹射方式是将飞机放置于与地面成一定角度的滑轨上，该角度一般设置为飞机爬升时的配平仰角，通过释放压缩空气推动无人机运动，在滑轨上带动无人机至起飞速度后，飞机脱离滑轨完成起飞。对于滑轨弹射型起飞控制，无人机离开滑轨后便直接进入爬升状态，其姿态在弹射起飞过程中变化较小，起飞过程中仅需要将飞机姿态控制在固定值即可，起飞控制过程相对简单。但是基于滑轨的弹射起飞方式需求的滑轨长度长，弹射设备笨重，体积大，运输、维护困难。

精确制导炮弹是一种具有较高命中精度的武器，其在飞行过程中通过控制舵面，实现飞行弹道的调整，达到提升命中精度的效果。为提高射程，一般采用大仰角、大过载方式发射，因此其发射后具备极高的初始速度，飞行过程中受外界减速影响小，不存在低速飞行情况，因此发射后的控制不存在失速问题，起飞控制方法简单。但是制导炮弹缺点是发射设备笨重，发射过程中噪音大。

与制导炮弹相比，导弹发射后的出筒速度较低，但其配置有可实时调节弹体姿态的燃气舵，因此其在发射后的低速情况也能完成弹体姿态的控制，不存在控制上的失速问题。但燃气舵机构复杂，成本高，只适用于喷气式发动机，不适合可重复使用的无人机使用，且导弹的推重比（在海平面的最大静推力与起飞重量之比）一般远大于1，使其具备了优异的加速性能，进一步降低了失速危险。

便携式小推重比无人机在大仰角弹射时具有如下特点：1、出筒速度相对较低，出筒后飞行速度下降较快。2、飞机推重比远小于1，无人机加速性能差。3、弹射过程的过载冲击容易造成无人机姿态测量存在偏差。4、弹射后，折叠翼完全展开前，无人机抗干扰能力差。因此，无人机弹射后极易出现掉高和失速问题。

【发明内容】

有鉴于此，本发明提供了一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，能够使大过载、折叠翼式无人机顺利进行弹射起飞，避免其出现掉高和失速等导致起飞失败的问题。

一方面，本发明提供一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，步骤包括：

S1、弹射起飞准备及过载检测；

S2、姿态及动力控制；

S3、空速及爬升率控制；

S4、高度爬升控制。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S1具体步骤包括：

S11、初始化无人机状态；

S12、过载检测，判断无人机是否进入弹射起飞阶段。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S11的初始化无人机状态包括：

S111、飞机舵面归零或偏转到指定角度；

S112、飞行指令赋值；

S113、起飞过载监测计数变量清零。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S2的具体内容为：在无人机进入弹射起飞阶段后，保持无人机执行机构不变，待机翼完全展开后，对无人机俯仰角、滚转角和/或偏航姿态角进行控制。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，对无人机俯仰角、滚转角和偏航姿态角进行的具体控制内容为：将俯仰角从初始的起控点角度值软化至无人机爬升配平俯仰角，将滚转角从初始的起控点角度值软化至至平飞配平滚转角，偏航角保持初始的起控点角度值不变。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S3的具体内容为：将无人机俯仰控制通道改变为“空速+爬升率”协同控制模式，通过调整爬升率和空速反馈系数比例来预防无人机在初始速度偏低时可能发生的不利于无人机弹射起飞的情况。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述S4具体内容为：当无人机进入姿态稳定飞行阶段后，改变无人机风门为爬升控制风门，并改变无人机俯仰控制通道为“高度爬升”控制方式，待无人机爬升至指令高度后即完成起飞控制。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，判定无人机是否进入姿态稳定飞行阶段的的方法为：对机载陀螺的角速率进行方差统计，当角速率方差值小于判定阈值时，认为无人机已进入姿态稳定飞行阶段。

另一方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上任一所述方法的步骤。

再一方面，本发明提供一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制装置，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上任一所述方法的步骤。

与现有技术相比，本发明可以获得包括以下技术效果：减少无人机的空速损失，避免因无人机空速过低导致的失速现象；避免无人机因掉高严重而触地，造成起飞失败；避免因无人机姿态测量偏差而导致的失速或掉高情况的发生。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

【附图说明】

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明一个实施例提供的无人机弹射起飞控制方法的流程图；

图2是本发明一个实施例提供的无人机弹射起飞控制方法的弹射准备及起飞过载监测示意图；

图3是本发明一个实施例提供的无人机弹射起飞控制方法的起飞姿态控制原理图；

图4是本发明一个实施例提供的无人机弹射起飞控制方法的空速及爬升率控制原理图；

图5是本发明一个实施例提供的无人机弹射起飞控制方法的高度爬升控制原理图。

【具体实施方式】

为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

应当明确，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。

一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，如图1所示，主要包括弹射起飞准备及过载检测、姿态及动力控制、空速及爬升率控制、高度爬升控制四个步骤。

1. 弹射起飞准备及过载检测阶段，主要包括无人机飞行状态的初始化和舵面偏转归零，并依据机载加速度传感器数据，持续监测无人机是否进入弹射起飞状态。飞行状态的初始化包括但不仅限于状态变量、控制逻辑变量的初始化。

图2为无人机弹射准备及起飞过载检测示意图，包含两个阶段，第一阶段为弹射起飞准备阶段，包括飞机舵面归零（或偏转到指定角度）、飞行指令赋值、飞行状态复位。飞行指令赋值主要包括对指令空速、指令风门赋初值，具体的是将指令空速赋值为无人机巡航空速，优选巡航空速为40m/s，指令风门赋值为0风门。飞行状态复位包括起飞过载监测计数变量清零。飞行状态复位时优选将电调工作模式切换到固定翼模式，并使机翼处于随时准备展开的状态，以确保飞控及各传感器工作在随时准备进行弹射起飞的工作状态。第二阶段为过载检测阶段，采用机载加速度计进行无人机状态的过载检测，以确定无人机是否已进入弹射起飞阶段。当监测到的加速度连续20次大于判定阈值时，判定无人机进入弹射起飞阶段。

2. 姿态及动力控制阶段，无人机弹射起飞后，保持无人机舵面等执行机构不变，等待固定时间，确保机翼已完全展开。姿态控制模块快速将无人机滚转角改平，并快速压低俯仰角，动力控制模块以最快速度启动发动机，以纠正机翼展开前的无控段姿态扰动，并尽可能小的减少无人机的空速损失，避免失速。无人机俯仰、滚转、偏航姿态角控制，这三通道初始角度指令为起控点的无人机角度值，俯仰通道指令逐渐软化至无人机爬升配平俯仰角，滚转角指令逐渐软化至平飞配平滚转角，偏航角指令保持初始指令不变。

图3为起飞姿态控制原理图，其中，为俯仰角，为滚转角，为偏航角，A点为弹 射点，B点为起控点。待无人机机翼完全展开后，采用解耦的姿态角独立控制方案，控制无人 机姿态到达指定姿态，包含俯仰角控制通道、滚转角控制通道、偏航角控制通道。三通道初 始角度指令为起控点无人机角度值，根据实际，俯仰指令软化至无人机爬升配平俯仰角，滚转角指令软化至平飞配平滚转角，偏航角指令保持不变。

3. 空速及爬升率控制阶段，改变无人机俯仰控制通道为“空速+爬升率”协同控制模式，通过调整爬升率和空速反馈系数比例，主要预防在无人机初始速度偏低时可能发生的以下情况：①无人机因空速过低而导致失速。②无人机因掉高严重而触地，造成起飞失败。③因无人机姿态测量偏差而导致的失速或掉高情况的发生。

图4为空速及爬升率控制原理图，当无人机姿态平稳后，启动发动机至最大风门， 并改变无人机俯仰控制通道为“爬升率+空速”协同控制方式，通过改变权重参数 K1和K2的值，调节空速和爬升率的反馈比重，最大程度的防止无人机发生失速或掉高触地 的危险。当增大K1值时，无人机更加侧重于保持空速稳定；当增大K2时，无人机更加侧重于 防止掉高危险。实际飞行时可取K1=3，K2=1，使无人机起飞达到最平稳和安全。

通过对机载陀螺的角速率信息进行方差统计，当角速率方差值小于一定阈值时（实验时选取阈值为10），认为无人机已进入稳定飞行阶段，此时启动无人机动力至最大风门。

4.高度爬升控制阶段，待无人机空速及爬升率状态稳定后，切换无人机纵向控制模式由“（空速+爬升率）→俯仰角”控制模式转换到“高度→俯仰角”控制模式和“空速→风门”控制模式，此时指令空速为巡航空速。通过线性增加“高度指令”控制无人机爬升速率，转入高度爬升控制阶段。待无人机爬升至指定高度后，完成起飞控制。可起飞控制完成后可将无人机控制模式改为航线飞行模式，或根据需要对无人机做其他控制。

图5为高度爬升控制原理图，其中，为空速指令，为高度指令。当无人机空速 和爬升率进入稳定阶段后（无人机空速不低于巡航空速，且爬升率一直为正时），改变无人 机风门为空速闭环控制模式，并同时改变无人机俯仰控制通道为“高度爬升”控制方式，通 过线性增加高度指令值，达到控制无人机爬升的目的。待无人机爬升至指令高度后即完成 起飞控制飞行阶段。可转入任务飞行阶段，或根据需要进行其他控制。

需要说明的是，无人机飞行各阶段的控制模式均为已知内容，只是不同的厂家不同的型号同一个控制模式中的具体参数略有差异，比如“（空速+爬升率）→俯仰角”控制模式、“高度→俯仰角”控制模式和“空速→风门”控制模式等是每个无人机都具有的控制模式；再比如，巡航空速是通用的概念，但是每个无人机的巡航空速值又有所不同，本实施例的无人机巡航空速为40m/s，其他无人机可能为38m/s或其他值。本申请说明书关于每一种控制模式的具体内容不再进行更详细的说明。

以上对本申请实施例所提供的一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用全部或部分地以计算机程序产品的形式实现，所述计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载或执行所述计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本发明实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(DSL)或无线(例如红外、无线、微波等)方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输)。所述计算机可读取存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质，(例如，软盘、硬盘、磁带)、光介质(例如，DVD)、或者半导体介质(例如固态硬盘SolidState Disk(SSD))等。

如在说明书及权利要求书当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求书并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求书当中所提及的“包含”、“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含/包括但不限定于”。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。说明书后续描述为实施本申请的较佳实施方式，然所述描述乃以说明本申请的一般原则为目的，并非用以限定本申请的范围。本申请的保护范围当视所附权利要求书所界定者为准。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。

应当理解，本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

上述说明示出并描述了本申请的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本申请并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本申请的精神和范围，则都应在本申请所附权利要求书的保护范围内。

Claims (10)

1.一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，步骤包括：

S1、弹射起飞准备及过载检测；

S2、姿态及动力控制；

S3、空速及爬升率控制；

S4、高度爬升控制。

2.根据权利要求1所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，所述S1具体步骤包括：

S11、初始化无人机状态；

S12、过载检测，判断无人机是否进入弹射起飞阶段。

3.根据权利要求2所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，所述S11的初始化无人机状态包括：

S111、飞机舵面归零或偏转到指定角度；

S112、飞行指令赋值；

S113、起飞过载监测计数变量清零。

4.根据权利要求1所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，所述S2的具体内容为：在无人机进入弹射起飞阶段后，保持无人机执行机构不变，待机翼完全展开后，对无人机俯仰角、滚转角和/或偏航姿态角进行控制。

5.根据权利要求4所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，对无人机俯仰角、滚转角和偏航姿态角进行的具体控制内容为：将俯仰角从初始的起控点角度值软化至无人机爬升配平俯仰角，将滚转角从初始的起控点角度值软化至至平飞配平滚转角，偏航角保持初始的起控点角度值不变。

6.根据权利要求1所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，所述S3的具体内容为：将无人机俯仰控制通道改变为“空速+爬升率”协同控制模式，通过调整爬升率和空速反馈系数比例来预防无人机在初始速度偏低时可能发生的不利于无人机弹射起飞的情况。

7.根据权利要求1所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，所述S4具体内容为：当无人机进入姿态稳定飞行阶段后，改变无人机风门为爬升控制风门，并改变无人机俯仰控制通道为“高度爬升”控制方式，待无人机爬升至指令高度后即完成起飞控制。

8.根据权利要求7所述的针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制方法，其特征在于，判定无人机是否进入姿态稳定飞行阶段的的方法为：对机载陀螺的角速率进行方差统计，当角速率方差值小于判定阈值时，认为无人机已进入姿态稳定飞行阶段。

9.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于：所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-8任一所述方法的步骤。

10.一种针对大过载、折叠翼式无人机的弹射起飞控制装置，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1-8任一所述方法的步骤。