CN110361984B - 一种增加阻力的交叉舵耗能方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种增加阻力的交叉舵耗能方法，通过普通固定翼无人机两侧的一片升降舵修改为两片升降舵，进而构成交叉舵；然后搭建固定翼无人机的运动模型，通过对运动模型仿真计算出固定翼无人机的临界能量，最后根据临界能量设计交叉舵的制导指令，并根据制导指令控制交叉舵偏转，实现固定翼无人机着陆时耗能。

Description

一种增加阻力的交叉舵耗能方法

技术领域

本发明属于无人机技术领域，更为具体地讲，涉及一种增加阻力的交叉舵耗能方法。

背景技术

无人飞行器在巡航状态结束后将发动机停车进行无动力着陆，可以减少燃料消耗。在进行无动力着陆时，发动机停车，无法用推力来控制着陆，因此着陆过程中的能量管理非常重要。无动力着陆过程中，需要对飞行器在下滑道上的能量进行管理，使得飞行器能够以合适的能量着陆。在低空中，可以通过使用减速板来调整飞行器所受的阻力。但在高空中，由于动压的限制，无法打开减速板。

目前，高空中的能量管理常通过S转弯，改变飞行器的航迹，使得飞行器在侧方向上走更远的距离，增加飞行器的航程来增加能量耗散。但是，采用S转弯需要设计更加复杂的控制律。同时，S转弯的航迹设计较为复杂，需要较大的工作量。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种增加阻力的交叉舵耗能方法，通过交叉舵使固定翼无人机在高空中增加阻力，从而达到无动力安全着陆。

为实现上述发明目的，本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)、设计交叉舵结构

将普通固定翼无人机两侧的一片升降舵修改为两片升降舵，两片升降舵分别记为舵a和舵b，舵a和舵b分别进行偏转，形成交叉舵；

(2)、搭建固定翼无人机的运动模型

(2.1)、搭建固定翼无人机的环境模型

将固定翼无人机的位置输入至matlab拟合工具，通过matlab拟合工具计算固定翼无人机所处的经纬度，拟合出固定翼无人机所处位置的重力加速度、空气密度以及空气速度；

(2.2)、搭建固定翼无人机的受力模型

其中，D为固定翼无人机的阻力，L为固定翼无人机的升力，Z为固定翼无人机的侧力；c_x、c_y、c_z分别表示固定翼无人机的阻力系数、升力系数和侧力系数；

为固定翼无人机的动压，ρ为固定翼无人机所处位置的空气密度，V为固定翼无人机的速度，S_ref为固定翼无人机的机翼参考面积；

(2.3)、搭建固定翼无人机的受力矩模型

其中，M_x、M_y、M_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；m_x、m_y、m_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；L_ref为固定翼无人机的机翼平均气动弦长；

(2.4)、搭建固定翼无人机的运动模型

结合步骤(2.2)的受力模型和步骤(2.3)的受力矩模型，搭建固定翼无人机的运动模型；

其中，m为固定翼无人机的质量，G为固定翼无人机的重力，γ为航迹倾角，χ为航迹偏角，J_x、J_y和J_z为固定翼无人机绕机体轴的转动惯量，ω_x、ω_y和ω_z为固定翼无人机绕机体轴旋转的角速度，x、y和z分别为固定翼无人机在地面坐标系上的坐标，θ为俯仰角，φ为滚转角，ψ为偏航角；

(3)、计算能量

(3.1)、计算标称能量E_u；

给定固定翼无人机的初始速度、位置和姿态，以及固定翼无人机标称着陆轨迹，并输入至固定翼无人机的运动模型，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机的标称能量E_u；

(3.2)计算最高能量E_m；

调整定固定翼无人机的初始速度，位置和姿态保持不变，令固定翼无人机以标称着陆轨迹着陆，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机着陆运行的最大能量，即为固定翼无人机的最高能量E_m；

(3.3)、计算交叉舵的临界能量E_j；

E_j＝k(E_u+E_m)

其中，k为常数，k的取值为：0＜k＜1；

(4)、设计舵b的制导指令

(4.1)、构建舵b的阻尼回路；

其中，k_a1，k_a2和k_a3为控制增益，h_cmd为固定翼无人机的期望高度，h为固定翼无人机的实际高度，

为高度的一阶导数，即飞行器实际的纵向速度，V_zcmd为固定翼无人机的期望纵向速度，q为固定翼无人机的俯仰角速率；

(4.2)、构建舵b的增稳回路；

设舵b的偏转角度为δ_b，那么舵b的增稳回路控制为：

δ_b＝k_c1·AP_b+k_c2·∫AP_b+k_c3·q

其中，k_c1，k_c2和k_c3分别为控制增益；

(5)、设计舵a的制导指令

(5.1)、根据固定翼无人机着陆时的实际能量，设计交叉舵的制导指令；

设固定翼无人机在着陆过程中的实际能量为E，若E≥E_j时，则进入步骤(5.2)开始交叉舵耗能方案，否则，进入步骤(5.3)；

(5.2)、构建交叉舵耗能时舵a的阻尼回路；

舵a根据能量E进行偏转，构建舵a的阻尼回路为：

AP_a＝k′_a1·(E_u-E)·δ_m

其中，k′_a1为控制增益，δ_m为舵a可以偏转的最大角度；

(5.3)、构建能量合适时舵a的阻尼回路

固定翼无人机着陆时能量合适时，舵a和舵b偏转角度相同，其阻尼回路为：

其中，k′_a2、k′_a3和k′_a4为控制增益；

(5.4)、构建舵a的增稳回路；

设舵a的偏转角度为δ_a；舵a的增稳回路控制为：

δ_a＝k′_c1·AP_a+k′_c2·∫AP_a+k′_c3·q

其中，k′_c1，k′_c2和k′_c3分别为控制增益；

(6)、固定翼无人机的交叉舵耗能

根据步骤(4)和(5)得到制导指令，控制交叉舵的舵a和舵b偏转，实现固定翼无人机着陆时耗能。

本发明的发明目的是这样实现的：

本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法，通过普通固定翼无人机两侧的一片升降舵修改为两片升降舵，进而构成交叉舵；然后搭建固定翼无人机的运动模型，通过对运动模型仿真计算出固定翼无人机的临界能量，最后根据临界能量设计交叉舵的制导指令，并根据制导指令控制交叉舵偏转，实现固定翼无人机着陆时耗能。

同时，本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法还具有以下有益效果：

(1)、目前，针对高空中能量过高的情况，常采取通过侧向S转弯的方案来增加飞行器的能量消耗。但是采用S转弯需要改变飞行器的原有航迹，需要较复杂的控制律，同时控制律的控制效果要足够好，能够使飞行器在纵向和侧向上都能沿着期望航迹飞行。另外，S转弯方案的航迹变化也很复杂。本发明提出的交叉舵耗能方案，不需要改变飞行器的期望航迹，只通过对飞行器升降舵构型的更改即可完成飞行器多余的能量耗散，较为简单。

(2)、交叉舵耗能方案可以通过调节舵a和舵b两片舵面间的比例关系，更好的进行能量耗散，耗能效果更好。

(3)、相对于减速板耗能方案，交叉舵耗能方案不受动压的限制，可以在高空中进行能量耗散。

附图说明

图1是本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法流程图；

图2是普通升降舵结构图；

图3是交叉舵结构图；

图4是升力随舵偏的变化曲线；

图5是阻力随舵偏的变化曲线；

图6是俯仰力矩随舵偏的变化曲线

图7是交叉舵耗能仿真结果图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行描述，以便本领域的技术人员更好地理解本发明。需要特别提醒注意的是，在以下的描述中，当已知功能和设计的详细描述也许会淡化本发明的主要内容时，这些描述在这里将被忽略。

实施例

图1是本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法流程图。

在本实施例中，如图1所示，本发明一种增加阻力的交叉舵耗能方法，包括以下步骤：

S1、设计交叉舵结构

如图2所示，普通固定翼无人机的升降舵分布在机身两侧，在机身两侧各有一片舵面，通过偏转来改变攻角，以调整飞行器的升力。

如图3所示，本发明更改了升降舵的布局，将每片升降舵分为两片舵，以机身左翼为例，设为舵a和舵b，舵a和舵b可以分别进行偏转，形成交叉舵；

S2、搭建固定翼无人机的运动模型

S2.1、搭建固定翼无人机的环境模型

将固定翼无人机的位置输入至matlab拟合工具，通过matlab拟合工具计算固定翼无人机所处的经纬度，拟合出固定翼无人机所处位置的重力加速度、空气密度以及空气速度；

S2.2、搭建固定翼无人机的受力模型

其中，D为固定翼无人机的阻力，L为固定翼无人机的升力，Z为固定翼无人机的侧力；c_x、c_y、c_z分别表示固定翼无人机的阻力系数、升力系数和侧力系数；

为固定翼无人机的动压，ρ为固定翼无人机所处位置的空气密度，V为固定翼无人机的速度，S_ref为固定翼无人机的机翼参考面积；

S2.3、搭建固定翼无人机的受力矩模型

其中，M_x、M_y、M_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；m_x、m_y、m_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；L_ref为固定翼无人机的机翼平均气动弦长；

S2.4、搭建固定翼无人机的运动模型

结合步骤S2.2的受力模型和步骤2.3的受力矩模型，搭建固定翼无人机的运动模型；

其中，m为固定翼无人机的质量，G为固定翼无人机的重力，γ为航迹倾角，χ为航迹偏角，J_x、J_y和J_z为固定翼无人机绕机体轴的转动惯量，ω_x、ω_y和ω_z为固定翼无人机绕机体轴旋转的角速度，x、y和z分别为固定翼无人机在地面坐标系上的坐标，θ为俯仰角，φ为滚转角，ψ为偏航角；

S3、计算能量

S3.1、计算标称能量E_u；

给定固定翼无人机的初始速度、位置和姿态，以及固定翼无人机标称着陆轨迹，并输入至固定翼无人机的运动模型，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机的标称能量E_u；

S3.2、计算最高能量E_m；

调整定固定翼无人机的初始速度，位置和姿态保持不变，令固定翼无人机以标称着陆轨迹着陆，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机着陆运行的最大能量，即为固定翼无人机的最高能量E_m；

S3.3、计算交叉舵的临界能量E_j；

E_j＝k(E_u+E_m)

其中，k为常数，k的取值为：0＜k＜1，在本实施例中，k＝1/3；

S4、设计舵b的制导指令

S4.1、构建舵b的阻尼回路；

其中，k_a1，k_a2和k_a3为控制增益，h_cmd为固定翼无人机的期望高度，h为固定翼无人机的实际高度，

为高度的一阶导数，即飞行器实际的纵向速度，V_zcmd为固定翼无人机的期望纵向速度，q为固定翼无人机的俯仰角速率；

S4.2、构建舵b的增稳回路；

设舵b的偏转角度为δ_b，那么舵b的增稳回路控制为：

δ_b＝k_c1·AP_b+k_c2·∫AP_b+k_c3·q

其中，k_c1，k_c2和k_c3分别为控制增益；

S5、设计舵a的制导指令

S5.1、根据固定翼无人机着陆时的实际能量，设计交叉舵的制导指令；

设固定翼无人机在着陆过程中的实际能量为E，若E≥E_j时，则进入步骤S5.2开始交叉舵耗能方案，否则，进入步骤S5.3；

S5.2、构建交叉舵耗能时舵a的阻尼回路；

舵a根据能量E进行偏转，构建舵a的阻尼回路为：

AP_a＝k′_a1·(E_u-E)·δ_m

其中，k′_a1为控制增益，δ_m为舵a可以偏转的最大角度；

S5.3、构建能量合适时舵a的阻尼回路

固定翼无人机着陆时能量合适时，舵a和舵b偏转角度相同，其阻尼回路为：

其中，k′_a2、k′_a3和k′_a4为控制增益；

S5.4、构建舵a的增稳回路；

设舵a的偏转角度为δ_a；舵a的增稳回路控制为：

δ_a＝k′_c1·AP_a+k′_c2·∫AP_a+k′_c3·q

其中，k′_c1，k′_c2和k′_c3分别为控制增益；

S6、固定翼无人机的交叉舵耗能

根据步骤S4和S5得到制导指令，控制交叉舵的舵a和舵b偏转，实现固定翼无人机着陆时耗能。

仿真验证

交叉舵耗能方案是通过增加单位航程的阻力来进行多余的能量耗散，因此通过各个高度和速度下，飞行器升力、阻力和俯仰力矩随舵偏的变化情况，来验证在该高度和位置下，是否能够通过采用交叉舵来增加飞行器所受的阻力。飞行器在着陆时，需要保证飞机的受力平衡和力矩平衡。如图4、图5和图6所示，选取了高度20km，速度2Ma时，升力、阻力和俯仰力矩随舵偏的变化曲线，以该点作为示例，论证该方案的可行性。对该曲线进行拟合，得到升力与舵a和舵b偏转角度的近似关系为：

L(δ_a)＝10239δ_a+189700

L(δ_b)＝10239δ_b+171330

阻力与舵a和舵b偏转角度的近似关系为：

俯仰力矩与舵a和舵b偏转角度的近似关系为：

M_z(δ_a)＝-35295δ_a-5261.5

M_z(δ_b)＝-35295δ_b-78828

如果采用普通的升降舵构型进行能量耗散，升降舵偏角为σ，飞机所受的升力和阻力分别为：

L₁＝10239σ+189700+10239σ+171330

D₁＝3835.5σ+107290+7670.9σ+211330

如果采用交叉舵方式进行能量耗散，舵a和舵b偏角分别为λ和μ，飞机所受的升力、阻力和俯仰力矩分别为：

L₂＝10239λ+189700+10239μ+171330

D₂＝3835.5μ+107290-6024.1λ+211330

M＝-35295λ-5261.5-35295μ-78828

那么，由受力平衡和力矩平衡可以得到L₁＝L₂且M＝0，这两个公式可得到舵a和舵b偏角之间的关系，即

而阻力的变化情况为：

ΔD＝D₂-D₁＝-9859.6λ+4564.126

由阻力的变化情况可知，当λ＜0.46时，ΔD＞0。由于在采用交叉舵耗能方案时，舵a的偏转角度小于0。综上所述，可以通过交叉舵构型中舵a和舵b的偏转角度设计来增加飞行器的阻力。

图7是交叉舵耗能方案的实验结果图。调整飞行器的初始能量使其高于交叉舵的临界能量线，并采用交叉舵耗能方案进行着陆，图7(a)为飞行器着陆过程中的能量变化，其中虚线为飞行器着陆过程中的标称能量线，实线为飞行器交叉舵耗能方案的临界能量线，点划线为飞行器着陆过程中的实际能量线。图7(b)是飞行器着陆过程中舵面的偏转情况，其中，蓝实线是舵b的偏转角度，虚线是舵a的偏转角度。飞行器能量高于交叉舵耗能方案的临界能量线，舵a和舵b分别偏转，形成交叉舵的结构，增加飞行器所受的阻力。直至飞行器能量与标称能量线相同时，舵a和舵b一同偏转。

尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (1)

1.一种增加阻力的交叉舵耗能方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)、设计交叉舵结构

将普通固定翼无人机两侧的一片升降舵修改为两片升降舵，两片升降舵分别记为舵a和舵b，舵a和舵b分别进行偏转，形成交叉舵；

(2)、搭建固定翼无人机的运动模型

(2.1)、搭建固定翼无人机的环境模型

将固定翼无人机的位置输入至matlab拟合工具，通过matlab拟合工具计算固定翼无人机所处的经纬度，拟合出固定翼无人机所处位置的重力加速度、空气密度以及空气速度；

(2.2)、搭建固定翼无人机的受力模型

其中，D为固定翼无人机的阻力，L为固定翼无人机的升力，Z为固定翼无人机的侧力；c_x、c_y、c_z分别表示固定翼无人机的阻力系数、升力系数和侧力系数；

为固定翼无人机的动压，ρ为固定翼无人机所处位置的空气密度，V为固定翼无人机的速度，S_ref为固定翼无人机的机翼参考面积；

(2.3)、搭建固定翼无人机的受力矩模型

其中，M_x、M_y、M_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；m_x、m_y、m_z分别表示固定翼无人机所受的滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数；L_ref为固定翼无人机的机翼平均气动弦长；

(2.4)、搭建固定翼无人机的运动模型

结合步骤(2.2)的受力模型和步骤(2.3)的受力矩模型，搭建固定翼无人机的运动模型；

其中，m为固定翼无人机的质量，G为固定翼无人机的重力，γ为航迹倾角，χ为航迹偏角，J_x、J_y和J_z为固定翼无人机绕机体轴的转动惯量，ω_x、ω_y和ω_z为固定翼无人机绕机体轴旋转的角速度，x、y和z分别为固定翼无人机在地面坐标系上的坐标，θ为俯仰角，φ为滚转角，ψ为偏航角；

(3)、计算能量

(3.1)、计算标称能量E_u；

给定固定翼无人机的初始速度、位置和姿态，以及固定翼无人机标称着陆轨迹，并输入至固定翼无人机的运动模型，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机的标称能量E_u；

(3.2)计算最高能量E_m；

调整定固定翼无人机的初始速度，位置和姿态保持不变，令固定翼无人机以标称着陆轨迹着陆，通过对运动模型仿真，得到固定翼无人机着陆运行的最大能量，即为固定翼无人机的最高能量E_m；

(3.3)、计算交叉舵的临界能量E_j；

E_j＝k(E_u+E_m)

其中，k为常数，k的取值为：0＜k＜1；

(4)、设计舵b的制导指令

(4.1)、构建舵b的阻尼回路；

其中，k_a1，k_a2和k_a3为控制增益，h_cmd为固定翼无人机的期望高度，h为固定翼无人机的实际高度，

为高度的一阶导数，即飞行器实际的纵向速度，V_zcmd为固定翼无人机的期望纵向速度，q为固定翼无人机的俯仰角速率；

(4.2)、构建舵b的增稳回路；

设舵b的偏转角度为δ_b，那么舵b的增稳回路控制为：

δ_b＝k_c1·AP_b+k_c2·∫AP_b+k_c3·q

其中，k_c1，k_c2和k_c3分别为控制增益；

(5)、设计舵a的制导指令

(5.1)、根据固定翼无人机着陆时的实际能量，设计交叉舵的制导指令；

设固定翼无人机在着陆过程中的实际能量为E，若E≥E_j时，则进入步骤(5.2)开始交叉舵耗能方案，否则，进入步骤(5.3)；

(5.2)、构建交叉舵耗能时舵a的阻尼回路；

舵a根据能量E进行偏转，构建舵a的阻尼回路为：

AP_a＝k′_a1·(E_u-E)·δ_m

其中，k′_a1为控制增益，δ_m为舵a可以偏转的最大角度；

(5.3)、构建能量合适时舵a的阻尼回路

固定翼无人机着陆时能量合适时，舵a和舵b偏转角度相同，其阻尼回路为：

其中，k′_a2、k′_a3和k′_a4为控制增益；

(5.4)、构建舵a的增稳回路；

设舵a的偏转角度为δ_a；舵a的增稳回路控制为：

δ_a＝k′_c1·AP_a+k′_c2·∫AP_a+k′_c3·q

其中，k′_c1，k′_c2和k′_c3分别为控制增益；

(6)、固定翼无人机的交叉舵耗能

根据步骤(4)和(5)得到制导指令，控制交叉舵的舵a和舵b偏转，实现固定翼无人机着陆时耗能。

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