CN111158387B - 基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法 - Google Patents

基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法，以飞翼布局飞行器为应用载体，协同使用射流推力矢量、环量控制和反向吹气多种主动流动控制，实现了飞行器俯仰、滚转、偏航方向上的三轴姿态控制，并且达到甚至超过了传统舵面所能产生的最大控制力矩。本发明具有结构布置简单、避免发动机关机等对主动流动控制带来的不利地影响，提高了系统的可靠性，本发明主动流动控制的响应速度快于舵面控制，可有效提高飞行器机动性能。

Description

基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制系统及方法，具体涉及一种基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法。
背景技术
常规固定翼飞行器都是依靠舵面进行飞行姿态控制，但是传统舵面导致机翼内部各种固定和运动机构复杂，设计难度高，结构重量大，降低了隐身性能，增加了维护难度，影响了控制系统的可靠性；频繁运动的机械结构容易发生疲劳断裂，作动机构可能出现形变卡死，存在一定的安全隐患；舵面偏转会带来额外的阻力，降低了飞行性能。常规的飞行控制方式已经无法满足当前飞行器的性能要求和发展需要，所以需要新的控制手段来取代传统舵面控制方式。
现有的单一的主动流动控制方案难以为飞行器的三轴姿态控制提供足够的控制力矩，直接从发动机引气的方案受到发动机停机等影响使得系统的可靠性降低。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法，解决现有控制难以提供足够的控制力矩、可靠性差、降低飞行性能的问题。
技术方案：本发明所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，包括高压储气瓶、发动机、射流推力矢量装置、激励器装置和飞行姿态控制器，所述高压储气瓶通过管路从发动机引气，所述射流推力矢量装置设置在机身尾部，所述射流推力矢量装置包括主流道，所述主流道两侧设置有引气旁路，所述引气旁路连接气腔，所述气腔设置有射流口，所述引气旁路上设置有电磁比例阀，所述射流推力矢量装置与发动机连接，所述发动机喷出气体进入主流道，各个激励器均通过管路与高压储气瓶连接并从高压储气瓶引气，各个激励器与高压储气瓶连通的管路上设置有电磁比例阀，所述飞行姿态控制器与各个电磁比例阀电连接并通过控制电磁比例阀的开合程度进而控制飞行器姿态。
进一步地，所述激励器装置包括滚转环量控制激励器、俯仰环量控制激励器和反向吹气激励器，所述滚转环量控制激励器和俯仰环量控制激励器设置在机翼后缘，所述反向吹气激励器设置在机翼翼梢。
所述反向吹气激励器设置有射流管道和射流口，所述射流口与射流管道连通，所述射流管道上设置有进气口，气流从进气口进入射流管道从射流口射出。
所述的飞行姿态控制器包括MPU9250九轴惯性测量单元和主控芯片，所述MPU9250九轴惯性测量单元测量飞机的三轴加速度，三轴角速度和三轴地磁信号并发送给主控芯片，所述主控芯片接收MPU9250发送的数据进行计算得到控制量进而根据控制量控制电磁比例阀开合程度。
本发明所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统的控制方法，包括以下步骤：
(1)飞行姿态控制器的主控芯片获取MPU9250传送的数据进行姿态解算得到飞行器当前的姿态角和三轴角速度；主控芯片接收地面遥控指令计算当前姿态角和指令姿态角的误差；主控芯片执行控制律算法将姿态角误差转换成PWM控制输出信号并输出到各电磁比例阀；
(2)各电磁阀收来自主控单元相应的PWM控制信号改变阀门的开合程度，各激励器射流的流量在电磁阀控制下发生改变，从而飞机所受到的气动力发生改变，进而飞行的姿态改变；
(3)重复上述步骤(1)和(2)直至飞机姿态达到指令的期望姿态。
其中，所述步骤(1)中所述所述的控制算法包括滚转、俯仰和偏航的三轴姿态角控制和三轴角速度控制，其控制律分别是：
δa＝Kφ(φg-φ)+K∫φ∫(φg-φ)dt+Kpp
δe＝Kθ(θg-θ)+K∫θ∫(θg-θ)dt+Kqq
δr＝Kψ(ψg-ψ)+Krr
其中，δa、δe、δr分别滚转、俯仰和偏航姿态控制的输出控制信号；φg、θg、ψg是地面发送的指令期望姿态角；φ、θ、ψ是当前飞机的姿态角；p、q、r是飞机的三轴角速率；Kφ、Kθ、Kψ、Kp、Kq、Kr是比例系数；K∫φ、K∫θ是积分时间常数，滚转、偏航姿态控制信号δa、δr即滚转环量控制激励器和反向吹气激励器的控制信号；
俯仰姿态控制信号按照环量控制激励器和射流推理矢量的舵效分配给俯仰环量控制激励器和射流推理矢量激励器，即：
δec＝Kcδe、δFTV＝KFTVδe
其中，δec是俯仰环量控制激励器的控制信号，δFTV是射流推理矢量控制信号；Kc、KFTV是舵效分配常数。
有益效果：本发明采用环量控制、反向吹气、射流推力矢量实现了飞行器的三轴姿态控制，控制力矩满足飞行器的配平和机动需求，避免了传统舵面控制的弊端。高压气瓶从发动机引入和存储气体，避免了发动机关机等对主动流动控制系统可靠性的影响。采用多种主动流动控制技术协同控制，发挥各种主动流动控制技术的优势，使得控制效能最大化。本发明高压气瓶存储发动机引出的气体，各主动流动控制激励器从高压气瓶引气，避免发动机关机等对主动流动控制带来的不利地影响，提高了系统的可靠性。本发明主动流动控制的响应速度快于传递的舵面控制，可有效提高飞行器机动性能；采用射流推力矢量保证飞行器在大迎角状态下依旧可控，进一步提高机动性能。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为射流推力矢量装置结构示意图；
图3为反向吹气激励器示意图；
图4为环量控制激励器示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行进一步说明。
如图1所示，基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，包括包括飞翼布局机体4、发动机1、高压储气瓶2、引气管路3、机身尾部的射流推力矢量装置8、机翼后缘的滚转环量控制激励器6、俯仰环量控制激励器7、机翼翼梢的反向吹气激励器5、电磁比例阀9、飞行姿态控制模块10，滚转环量控制激励器6、俯仰环量控制激励器7、和反向吹气激励器5通过管路与高压储气瓶连接并从高压储气瓶引气，各个激励器与高压储气瓶连通的管路上均设置有电磁比例阀，本发明运行时，高压气瓶通过管道按一定比例从发动机引入并存储气体；各激励器通过管路从高压储气瓶引气，并通过电磁比例阀控制引气的流量。
如图2所示，射流推力矢量由主流道13、引气旁路11、电磁比例阀9、气腔12和射流口14构成，电磁比例阀关闭时，尾部喷出的主流不发生偏转，此时为常规的动力推进。当一侧电磁比例阀开启时，如图中所示，下方电磁比例阀开启，气流进入副流道，并在末段射出，射流出现附壁效应，带动主流向下偏转形成推力矢量。
如图3所示，反向吹气激励器通过电磁比例阀9改变进气口15进气流量，气流经过射流管道从射流口14射出。该激励器布置于机翼靠近翼梢处，能够产生偏航力矩控制飞行器的偏航运动。同理，图4的环量控制激励器的流量也由进气口15上游的电磁比例阀控制，滚转环量控制激励器6和俯仰环量控制激励器7分别产生滚转力矩和俯仰力矩用于飞行器姿态控制。
采用本发明的系统控制时，具体包括以下步骤：(1)飞行姿态控制器的主控芯片获取MPU9250传送的数据进行姿态解算得到飞行器当前的姿态角和三轴角速度；主控芯片接收地面遥控指令计算当前姿态角和指令姿态角的误差；主控芯片执行控制律算法将姿态角误差转换成PWM控制输出信号并输出到各电磁比例阀，其中，控制算法包括滚转、俯仰和偏航的三轴姿态角控制和三轴角速度控制，其控制律分别是：
δa＝Kφ(φg-φ)+K∫φ∫(φg-φ)dt+Kpp
δe＝Kθ(θg-θ)+K∫θ∫(θg-θ)dt+Kqq
δr＝Kψ(ψg-ψ)+Krr
其中，δa、δe、δr分别滚转、俯仰和偏航姿态控制的输出控制信号；φg、θg、ψg是地面发送的指令期望姿态角；φ、θ、ψ是当前飞机的姿态角；p、q、r是飞机的三轴角速率；Kφ、Kθ、Kψ、Kp、Kq、Kr是比例系数；K∫φ、K∫θ是积分时间常数，滚转、偏航姿态控制信号δa、δr即滚转环量控制激励器和反向吹气激励器的控制信号；
俯仰姿态控制信号按照环量控制激励器和射流推理矢量的舵效分配给俯仰环量控制激励器和射流推理矢量激励器，即：
δec＝Kcδe、δFTV＝KFTVδe
其中，δec是俯仰环量控制激励器的控制信号，δFTV是射流推理矢量控制信号；Kc、KFTV是舵效分配常数；
(2)各电磁阀收来自主控单元相应的PWM控制信号改变阀门的开合程度，各激励器射流的流量在电磁阀控制下发生改变，从而飞机所受到的气动力发生改变，进而飞行的姿态改变；
(3)重复上述步骤(1)和(2)直至飞机姿态达到指令的期望姿态。

Claims (6)

1.一种基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，其特征在于，包括高压储气瓶(2)、发动机(1)、射流推力矢量装置(8)、滚转环量控制激励器(6)、俯仰环量控制激励器(7)、反向吹气激励器(5)和飞行姿态控制器(10)，所述高压储气瓶(2)通过管路(3)从发动机(1)引气，所述射流推力矢量装置(8)设置在机身尾部，所述射流推力矢量装置(8)包括主流道(13)，所述主流道(13)两侧设置有引气旁路(11)，所述引气旁路(11)连接气腔(11)，所述气腔(12)设置有射流口(14)，所述引气旁路(11)上设置有电磁比例阀(9)，所述射流推力矢量装置(8)与发动机(1)连接，所述发动机(1)喷出气体进入主流道，各个激励器均通过管路与高压储气瓶(2)连接并从高压储气瓶(2)引气，各个激励器与高压储气瓶(2)连通的管路上设置有电磁比例阀(9)，所述飞行姿态控制器与各个电磁比例阀电连接并通过控制电磁比例阀的开合程度进而控制飞行器姿态。
2.根据权利要求1所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，其特征在于，所述滚转环量控制激励器(6)和俯仰环量控制激励器(7)设置在机翼后缘，所述反向吹气激励器(5)设置在机翼翼梢。
3.根据权利要求2所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，其特征在于，所述反向吹气激励器(5)设置有射流管道和射流口(14)，所述射流口(14)与射流管道连通，所述射流管道上设置有进气口，气流从进气口(15)进入射流管道从射流口(14)射出。
4.根据权利要求1所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统，其特征在于，所述的飞行姿态控制器包括MPU9250九轴惯性测量单元和主控芯片，所述MPU9250九轴惯性测量单元测量飞机的三轴加速度，三轴角速度和三轴地磁信号并发送给主控芯片，所述主控芯片接收MPU9250发送的数据进行计算得到控制量进而根据控制量控制电磁比例阀开合程度。
5.一种如权利要求1-4任一所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)飞行姿态控制器的主控芯片获取MPU9250传送的数据进行姿态解算得到飞行器当前的姿态角和三轴角速度；主控芯片接收地面遥控指令计算当前姿态角和指令姿态角的误差；主控芯片执行控制算法将姿态角误差转换成PWM控制输出信号并输出到各电磁比例阀；
(2)各电磁阀收来自主控单元相应的PWM控制信号改变阀门的开合程度，各激励器射流的流量在电磁阀控制下发生改变，从而飞机所受到的气动力发生改变，进而飞行的姿态改变；
(3)重复上述步骤(1)和(2)直至飞机姿态达到指令的期望姿态。
6.根据权利要求5所述的基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统的控制方法，其特征在于，所述步骤(1)中所述的控制算法包括滚转、俯仰和偏航的三轴姿态角控制和三轴角速度控制，其控制律分别是：
δa＝Kφ(φg-φ)+K∫φ∫(φg-φ)dt+Kpp
δe＝Kθ(θg-θ)+K∫θ∫(θg-θ)dt+Kqq
δr＝Kψ(ψg-ψ)+Krr
其中，δa、δe、δr分别滚转、俯仰和偏航姿态控制的输出控制信号；φg、θg、ψg是地面发送的指令期望姿态角；φ、θ、ψ是当前飞机的姿态角；p、q、r是飞机的三轴角速率；Kφ、Kθ、Kψ、Kp、Kq、Kr是比例系数；K∫φ、K∫θ是积分时间常数，滚转、偏航姿态控制信号δa、δr即滚转环量控制激励器和反向吹气激励器的控制信号；
俯仰姿态控制信号按照环量控制激励器和射流推理矢量的舵效分配给俯仰环量控制激励器和射流推理矢量激励器，即：
δec＝Kcδe、δFTV＝KFTVδe
其中，δec是俯仰环量控制激励器的控制信号，δFTV是射流推理矢量控制信号，Kc、KFTV是舵效分配常数。
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