CN110683037B - 一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法 - Google Patents

一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法 Download PDF

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    • F04D27/008—Stop safety or alarm devices, e.g. stop-and-go control; Disposition of check-valves

Abstract

本发明为一种固定翼无人靶机减震气囊控制装置设计，涉及固定翼无人靶机的减震气囊控制技术，是针对固定翼无人靶机能够实现安全落地减震的解决方案。为实现固定翼无人靶机安全落地减震，需要减震气囊能够快速充气到最佳状态。本发明根据固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度等信息，实时计算减震气囊能够起到最佳减震作用的最优内部压力并作为目标压力，同时采集减震气囊内部实际压力及充气风扇的实际转速，经过控制算法，对充气风扇转速进行控制，使得减震气囊内部压力能够迅速达到最优内部压力。最后，当固定翼无人靶机落地后，自动停止对减震气囊控制，以防止持续充气损坏装置。本发明主要用于固定翼无人靶机的安全落地减震。

Description

一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法
技术领域
本发明涉及一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法，主要用于固定翼无人靶机安全落地减震。
背景技术
在固定翼无人靶机降落回收过程中，当固定翼无人靶机打开降落伞后需及时打开减震气囊，以保证在固定翼无人靶机落地瞬间减震气囊能够起到减震作用，以防固定翼无人靶机落地瞬间冲击过大，导致机体损坏，造成巨大损失。目前，固定翼无人靶机的减震气囊大部分采用点燃气囊内部火工品的方式，使得气囊瞬间充气，以保证对固定翼无人靶机在落地时起到减震作用。但是，以火工方式充气的减震气囊只能使用一次，不可重复利用，导致飞行成本较高。为节约成本，部分靶机采用可重复利用的充气式减震气囊，根据飞行任务的需要，固定翼无人靶机需要在不同海拔高度下进行降落回收。固定翼无人靶机在不同的高度、不同的温度、不同的质量以及不同的速度等情况下降落回收，对减震气囊内部的压力要求都不同。而现在的气囊压力是固定的，其必然不能满足不同高度下固定翼无人靶机的减震需求，甚至会造成靶机损坏。
发明内容
针对固定翼无人靶机能够实现安全落地减震问题，本发明提出一种固定翼无人靶机减震气囊控制装置设计，目的在于通过对减震气囊充气过程的控制，来实现对减震气囊的快速、安全的充气，最终，确保减震气囊能对固定翼无人靶机的落地起到最佳减震作用。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法，其包括了如下的步骤：
1）在固定翼无人靶机收到降落信号后，无人靶机收集此时的参数信息；
2）将收集得到的信息进行处理，计算减震气囊的最优内部压力值；
3）采集减震气囊内部实际压力，操作充气风扇令减震气囊达到最优内部压力；
4）当固定翼无人靶机落地后，令风扇停止运行。
所述的参数信息包括固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度。
步骤2中计算减震气囊最优内部压力值的步骤如下：
1）测定固定翼无人靶机所处位置的环境气压，如下式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
，
其中H是相对于海平面的气压高度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
为该高度处的大气静压，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
为标准大气压力，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为H高度处大气温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE005
为温度递减率，R为气体常数，取29.27m/K；
2)测定固定翼无人靶机的实时质量，如下式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
，
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE007
为靶机初始质量，t为固定翼无人靶机的实际飞行时间，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
为靶机油耗；
3）将之前测定得到的固定翼无人靶机降落时的速度、加速度与得到的环境气压、靶机实时质量进行计算，得到减震气囊最优内部压力值，如下式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
，
其中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
为靶机速度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
为靶机着陆速度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为气囊充满气时的体积，M为靶机质量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
为气囊初始高度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为气囊实际高度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
为气囊实际体积与初始体积比，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
为绝热指数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
为靶机着落过程中加速度，A为减震气囊触地面积，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为减震气囊充满气情况下的初始压力及最佳内部压力值。
步骤1中所述的降落信号为地面设施给予的开伞信号。
步骤4中通过检测固定翼无人靶机的加速度确定靶机是否落地，当加速度大于9g，则判定靶机已落地，控制装置输出控制信号令风扇停转，g为重力加速度。
本发明与现有技术相比，其利用固定翼无人靶机下落时的数据对气囊的内部压力进行控制，令气囊保持最佳的工作压力，从而满足了不同条件下的减震需求，且在固定翼无人靶机下落完成时风扇可立即停止运行，从而对风扇进行了充分的保护。
附图说明
图1为本发明的系统组成图；
图2为本发明减震气囊控制算法示意图；
图3为本发明输出控制算法流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明实施做进一步说明：
本发明涉及一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法，具体来说，包括了如下的步骤：
1）在固定翼无人靶机收到降落信号后，无人靶机收集此时的参数信息；
2）将收集得到的信息进行处理，计算减震气囊的最优内部压力值；
3）采集减震气囊内部实际压力，操作充气风扇令减震气囊达到最优内部压力；
4）当固定翼无人靶机落地后，令风扇停止运行。
所述的参数信息包括固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度。
具体的说，固定翼无人靶机减震气囊控制装置接收由高度传感器采集的高度信号以及温度传感器采集的温度信号等，将这些飞行状态和环境信号输入到减震气囊的内部压力计算，该算法通过综合判断固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度等信息，来实时获取在此飞行状态和环境情况下降落回收，减震气囊能产生最佳减震作用时的最优内部压力值。由于，在不同海拔高度以及不同的温度情况下，气压水平不同，相应的减震气囊内部压力也需要相应的调整，来保证减震气囊在不同海拔高度回收降落，减震气囊内部压力始终保持处于最佳值。将减震气囊的最优内部压力值作为目标压力输出给减震气囊控制算法，同时，将由转速传感器采集的充气风扇转速信号和由气压传感器采集的减震气囊内部压力输入到减震气囊控制算法，通过减震气囊的控制算法计算得到充气风扇的控制信号。将采集的开伞信号以及惯性传感器采集的加速度信号作为输出控制算法的输入，来实现对控制信号的输出控制。输出控制算法输出的控制信号驱动充气风扇给减震气囊充气。
更具体的说，压力寻优算法需要实时采集固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度等信息。为获取减震气囊最优内部压力，首先需要得到固定翼无人靶机周围的大气压力。大气压力与高度和温度的具体关系如公式（1）所示。其中，H是相对于海平面的气压高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE023
为该高度处的大气静压，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为标准大气压力，
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为H高度处大气温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为温度递减率，R为气体常数（29.27m/K）。
Figure DEST_PATH_IMAGE027
（1）
由公式（1）可知，气压随高度和温度的变化而变化。根据固定翼无人靶机所处的高度和温度信息，通过公式（1）求取实时的气压数据
Figure DEST_PATH_IMAGE028
。
然后，通过所采集的油耗实时计算靶机的实时质量M，具体计算公式如公式（2）；
Figure DEST_PATH_IMAGE029
（2）
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
为靶机初始质量，t为固定翼无人靶机的实际飞行时间。
最后，将采集的固定翼无人靶机着落时的速度、加速度以及靶机实时质量和环境气压，带入缓冲物体在行程处的速度与加速度方程，如公式（3）和公式（4），通过计算获取能使得固定翼无人靶机落地减震效果最佳时减震气囊的内部压力值，作为减震气囊最佳内部压力，并作为减震气囊内部压力给定值。
Figure DEST_PATH_IMAGE031
（3）
Figure DEST_PATH_IMAGE032
（4）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为靶机速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为靶机着陆速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为气囊充满气时的体积，M为靶机质量，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为气囊初始高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为气囊实际高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
为气囊实际体积与初始体积比，
Figure 868817DEST_PATH_IMAGE019
，
Figure 582695DEST_PATH_IMAGE020
为绝热指数，
Figure 896520DEST_PATH_IMAGE021
为靶机着落过程中加速度，A为减震气囊触地面积，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为减震气囊充满气情况下的初始压力及最佳内部压力。
本发明中，通过开伞信号判断固定翼无人靶机是否开伞，如果没有开伞则继续检测开伞信号。当检测到固定翼无人靶机的开伞信号后将充气风扇的控制信号输出给充气风扇，使得充气风扇能够快速转动给减震气囊充气直到减震气囊内部压力达到最优内部压力并保持恒定。在固定翼无人靶机落地过程中减震气囊控制装置都在不断自动寻优最佳内部压力，因此，减震气囊内部压力也随着最佳内部压力的变化而变化，直到固定翼无人靶机落地。根据加速信号判断固定翼无人靶机落是否落地，如果没有落地则一直输出充气风扇的控制信号，保持对充气风扇的控制。当判断固定翼无人靶机落地后，输出控制算法迅速切断控制信号，停止对充气风扇的控制，防止损坏减震气囊控制装置。

Claims (3)

1.一种固定翼无人靶机减震气囊控制方法，其特征在于：包括了如下的步骤：
1）在固定翼无人靶机收到降落信号后，无人靶机收集此时的参数信息；
2）将收集得到的信息进行处理，计算减震气囊的最优内部压力值；
3）采集减震气囊内部实际压力，操作充气风扇令减震气囊达到最优内部压力；
4）当固定翼无人靶机落地后，令风扇停止运行；
所述的参数信息包括固定翼无人靶机的高度、温度、油耗、速度以及加速度；
步骤2中计算减震气囊最优内部压力值的步骤如下：
1）测定固定翼无人靶机所处位置的环境气压，如下式：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，
其中H是相对于海平面的气压高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE002
为该高度处的大气静压，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为标准大气压力，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为H高度处大气温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为温度递减率，R为气体常数，取29.27m/K；
2)测定固定翼无人靶机的实时质量，如下式：
Figure DEST_PATH_IMAGE006
，
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为靶机初始质量，t为固定翼无人靶机的实际飞行时间，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为靶机油耗；
3）将之前测定得到的固定翼无人靶机降落时的速度、加速度与得到的环境气压、靶机实时质量进行计算，得到减震气囊最优内部压力值，如下式：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为靶机速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为靶机着陆速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
为气囊充满气时的体积，M为靶机质量，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为气囊初始高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为气囊实际高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为气囊实际体积与初始体积比，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，
Figure DEST_PATH_IMAGE019
为绝热指数，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为靶机着落过程中加速度，A为减震气囊触地面积，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为减震气囊充满气情况下的初始压力及最佳内部压力值。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤1中所述的降落信号为地面设施给予的开伞信号。
3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤4中通过检测固定翼无人靶机的加速度确定靶机是否落地，当加速度大于9g，则判定靶机已落地，控制装置输出控制信号令风扇停转，g为重力加速度。
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