CN110780675A - 空投系统航向姿态控制方法 - Google Patents

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刘琦
李锦红
陈潇
魏辰光
万天军
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability

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Abstract

本发明公开了一种空投系统航向姿态控制方法，在空投系统上安装控制器、用于推动空投系统转动的风机和用于实时检测空投后姿态信息的检测装置，姿态信息包括空投系统长轴向的姿态角H、空投系统质心的转动角速度ω和空投系统质心的航向角X，控制器根据姿态角H和航向角X的偏差ψ以及转动角速度ω控制风机推动姿态角H变化，逐渐减小偏差ψ直至将偏差ψ控制在一定范围内。该方法将空投系统着陆时的姿态角H控制在一定的范围内，增强了着陆稳定性，可广泛应用于重装空投系统航向姿态调整。

Description

空投系统航向姿态控制方法
技术领域
本发明属于空投领域，具体涉及一种空投系统航向姿态控制方法。
背景技术
现有空投系统由于自身结构的特点，着陆稳定性不足，特别是受到空投环境风场、地形等条件的影响，可能发生着陆时翻倒的问题，造成空投系统和装备物资的损坏，目前，空投系统采用气囊缓冲的方式，降低空投系统着陆的冲击，有利于减小着陆过载，采用防翻板等结构设计，增加空投系统横向触地面积，防止发生翻倒，但是上述方法都需要额外增加庞大的结构，尤其不适合大型的空投系统，存在使用局限。
通过对空投系统的着陆稳定性的分析得出，空投系统着陆时的着陆姿态角与空投系统的运动航向角的偏差越大，空投系统的着陆稳定性越差，因此控制空投系统的航向姿态，可以提高着陆稳定性，但是目前并没有控制空投系统航向姿态的方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种空投系统航向姿态控制方法，该方法将空投系统着陆时的姿态角H控制在一定的范围内，增强了着陆稳定性，可广泛应用于重装空投系统航向姿态调整。
本发明所采用的技术方案是：
一种空投系统航向姿态控制方法，在空投系统上安装控制器、用于推动空投系统转动的风机和用于实时检测空投后姿态信息的检测装置，姿态信息包括空投系统长轴向的姿态角H、空投系统质心的转动角速度ω和空投系统质心的航向角X，控制器根据姿态角H和航向角X的偏差ψ以及转动角速度ω控制风机推动姿态角H变化，逐渐减小偏差ψ直至将偏差ψ控制在一定范围内。
进一步地，空投系统空投离机后，风机待机，控制器根据姿态信息先判断是否到达设定的时间，到达设定的时间表明空投系统已经处于稳降的阶段，然后判断是否到达设定的高度，到达设定的高度表明空投系统距离着陆高度已经在一定范围内，然后通过风机调整空投系统航向姿态，直到判断到达着陆高度，则风机待机。
进一步地，控制器控制风机时，若偏差ψ在一定范围内则风机待机，若偏差ψ超出一定范围则启动风机。
进一步地，控制器控制风机时，对风机的控制量Servo＝KP·(ψ+KD·ω)，其中KP为比例系数，KD为微分系数，转动角速度ω较小时，增加风机控制量Servo，加快空投系统的转动，转动角速度ω较大时，减小控制量Servo，减小空投系统的转动。
进一步地，检测装置包括惯性元件、测向接收机和两个卫星天线，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，两个卫星天线分别与测向接收机连接，测向接收机和惯性元件分别连接至控制器。
进一步地，惯性元件实时获得转动角速度ω，测向接收机实时获得1#天线指向2#天线的方向T、1#天线运动方向X＇和1#天线的平移速度Vy，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，姿态角H＝T-90°，1#天线距空投系统质心距离为R，1#天线的转动线速度为Vx＝ω·R，1#天线的转动角度δ为
Figure BDA0002251972670000021
空投系统的航向角X＝X＇+δ。
进一步地，控制器将偏差ψ控制在15°以内。
进一步地，控制器采用PID控制。
本发明的有益效果是：
该方法将空投系统着陆时的姿态角H控制在一定的范围内，平衡\抑制了空投系统吊带影响、风场干扰等条件下对空投系统航向姿态角的扰动，增强了着陆稳定性，可广泛应用于重装空投系统航向姿态调整。
附图说明
图1是获得姿态角H的原理图。
图2是获得航向角X的原理图。
图3是本发明实施例的结构框图。
图4是本发明实施例的控制流程图。
图5是本发明实施例的PID控制流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明。
一种空投系统航向姿态控制方法，在空投系统上安装控制器、用于推动空投系统转动的风机和用于实时检测空投后姿态信息的检测装置，姿态信息包括空投系统长轴向的姿态角H、空投系统质心的转动角速度ω和空投系统质心的航向角X，控制器根据姿态角H和航向角X的偏差ψ以及转动角速度ω控制风机推动姿态角H变化(检测装置获得的数据由参数解算模块处理后上传给控制器，控制器通过驱动器控制风机)，逐渐减小偏差ψ直至将偏差ψ控制在一定范围内。该方法将空投系统着陆时的姿态角H控制在一定的范围内，平衡\抑制了空投系统吊带影响、风场干扰等条件下对空投系统航向姿态角的扰动，增强了着陆稳定性，可广泛应用于重装空投系统航向姿态调整。
如图4所示，空投系统空投离机后，风机待机，控制器根据姿态信息先判断是否到达设定的时间，到达设定的时间表明空投系统已经处于稳降的阶段，然后判断是否到达设定的高度，到达设定的高度表明空投系统距离着陆高度已经在一定范围内(例如150m)，然后通过风机调整空投系统航向姿态，直到判断到达着陆高度，则风机待机。
如图5所示，在本实施例中，控制器控制风机时，若偏差ψ在一定范围内则风机待机，若偏差ψ超出一定范围则启动风机，并不频繁启闭风机。
在本实施例中，控制器控制风机时，对风机的控制量Servo＝KP·(ψ+KD·ω)，其中KP为比例系数，KD为微分系数，转动角速度ω较小时，增加风机控制量Servo，加快空投系统的转动，转动角速度ω较大时，减小控制量Servo，减小空投系统的转动。
如图3所示，在本实施例中，检测装置包括惯性元件、测向接收机和两个卫星天线，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，两个卫星天线分别与测向接收机连接，测向接收机和惯性元件分别连接至控制器。通过测向卫星/惯性元件姿态测量识别技术获得姿态信息，不受环境干扰。如图1和图2所示，惯性元件实时获得转动角速度ω，测向接收机实时获得1#天线指向2#天线的方向T、1#天线运动方向X＇和1#天线的平移速度Vy，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，姿态角H＝T-90°，1#天线距空投系统质心距离为R，1#天线的转动线速度为Vx＝ω·R，1#天线的转动角度δ为空投系统的航向角X＝X＇+δ。
如图5所示，在本实施例中，控制器采用PID控制，以最佳的控制效率调整，节省能源消耗。
在本实施例中，控制器将偏差ψ控制在15°以内。
应当理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，而所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。

Claims (8)

1.一种空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：在空投系统上安装控制器、用于推动空投系统转动的风机和用于实时检测空投后姿态信息的检测装置，姿态信息包括空投系统长轴向的姿态角H、空投系统质心的转动角速度ω和空投系统质心的航向角X，控制器根据姿态角H和航向角X的偏差ψ以及转动角速度ω控制风机推动姿态角H变化，逐渐减小偏差ψ直至将偏差ψ控制在一定范围内。
2.如权利要求1所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：空投系统空投离机后，风机待机，控制器根据姿态信息先判断是否到达设定的时间，到达设定的时间表明空投系统已经处于稳降的阶段，然后判断是否到达设定的高度，到达设定的高度表明空投系统距离着陆高度已经在一定范围内，然后通过风机调整空投系统航向姿态，直到判断到达着陆高度，则风机待机。
3.如权利要求1或2所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：控制器控制风机时，若偏差ψ在一定范围内则风机待机，若偏差ψ超出一定范围则启动风机。
4.如权利要求1或2所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：控制器控制风机时，对风机的控制量Servo＝KP·(ψ+KD·ω)，其中KP为比例系数，KD为微分系数，转动角速度ω较小时，增加风机控制量Servo，加快空投系统的转动，转动角速度ω较大时，减小控制量Servo，减小空投系统的转动。
5.如权利要求1所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：检测装置包括惯性元件、测向接收机和两个卫星天线，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，两个卫星天线分别与测向接收机连接，测向接收机和惯性元件分别连接至控制器。
6.如权利要求5所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：惯性元件实时获得转动角速度ω，测向接收机实时获得1#天线指向2#天线的方向T、1#天线运动方向X＇和1#天线的平移速度Vy，两个卫星天线连线与空投系统长轴向垂直，姿态角H＝T-90°，1#天线距空投系统质心距离为R，1#天线的转动角度为1#天线的转动线速度为Vx＝ω·R，空投系统的航向角X＝X＇+δ。
7.如权利要求1所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：控制器将偏差ψ控制在15°以内。
8.如权利要求1所述的空投系统航向姿态控制方法，其特征在于：控制器采用PID控制。
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