CN111309041B - 一种弹射起飞拉起控制方法 - Google Patents

一种弹射起飞拉起控制方法 Download PDF

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CN111309041B CN202010147481.4A CN202010147481A CN111309041B CN 111309041 B CN111309041 B CN 111309041B CN 202010147481 A CN202010147481 A CN 202010147481A CN 111309041 B CN111309041 B CN 111309041B
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Abstract

本发明公开了一种弹射起飞拉起的控制方法，包括起飞拉起的控制方法和中止起飞的控制方法，所述起飞拉起的控制方法以控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制，确保并实现了弹射过程及弹射分离后舰载无人机安全、平稳、快速起飞，所述中止起飞的控制方法以在起飞滑跑阶段，速度小于决断速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，或者在滑行任务模式下且满足滑行测试中止条件，中止起飞。本发明既确保了舰载无人机弹射起飞要求，又保障了舰载无人机系统安全，适合于舰载无人机的弹射起飞自主控制。

Description

一种弹射起飞拉起控制方法
技术领域：
本发明涉及航空飞行控制技术领域，更具体地说，本发明涉及应用于舰载无人机弹射起飞拉起的控制方法。
背景技术：
相比有人舰载机弹射起飞，无人舰载机具有智能化程度高、安全可靠、不受环境因素限制、无人员伤亡等优势。起飞拉起阶段是舰载无人机能否成功完成弹射起飞最重要的阶段。
因为无人舰载机弹射起飞分离后，滑跑距离低于20m，起飞拉起控制需要保证弹射过程及弹射分离后舰载无人机安全、平稳、快速起飞离舰。
当无人舰载机在起飞滑跑阶段，速度小于起飞速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，或者在滑行任务模式下且满足滑行中止条件时，中止起飞控制应该确保无人舰载机安全停稳。
发明内容：
本发明的主要目的有：①解决舰载无人机弹射分离后快速拉起，使滑跑距离低于20m的问题；②解决舰载无人机弹射分离后，速度小于决断速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，保证飞机不冲出跑道的问题；或者在滑行任务模式下，满足滑行中止条件时，“中止起飞”保证飞机不冲出跑道的问题。
本发明一种弹射起飞拉起的控制方法，包括起飞拉起的控制方法和中止起飞的控制方法；所述起飞拉起的控制方法以控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制；所述中止起飞的控制方法以在起飞滑跑阶段，速度小于决断速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，中止起飞；所述中止起飞的控制方法在滑行任务模式下，满足滑行中止条件时，中止起飞。
所述控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制的方法为：设置起飞拉起指示空速目标值，在起飞拉起阶段控制舰载无人机快速拉起离地，油门保持最大连续可用转速，纵向按给定俯仰角控制舰载无人机快速拉起，横向副翼通道控制为航迹跟踪，方向舵通道和刹车通道保持纠偏控制。
所述起飞拉起阶段的纵向控制的控制律为：
Figure BDA0002401272320000021
Figure BDA0002401272320000022
其中：俯仰角给定目标值为θg，俯仰角速率给定目标值为qg，升降舵控制信号δe，控制参数
Figure BDA0002401272320000023
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000024
为俯仰角速率积分系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000025
为俯仰角比例系数。
所述起飞拉起阶段横向控制的控制律为：
Figure BDA0002401272320000026
Figure BDA0002401272320000027
Figure BDA0002401272320000028
Δψk＝ψk-ψkg
侧偏距给定目标值(Yg)，侧偏移速度的给定值
Figure BDA0002401272320000029
预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，滚转角给定目标值(φg)，滚转给定目标值(φg)，副翼控制信号(δa)，控制参数
Figure BDA00024012723200000210
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000211
为滚转角比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000212
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000213
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000214
为预订航迹角比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000215
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
所述起飞拉起阶段，航向控制的控制律为：
Figure BDA00024012723200000216
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg
侧偏距给定目标值(Yg)，偏航角给定目标值(ψg)，侧偏距增量(ΔY)，偏航角增量(Δψ)，侧偏距增量(ΔY)、侧偏移速度
Figure BDA00024012723200000217
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，方向舵控制信号(δr)，控制参数
Figure BDA0002401272320000031
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000032
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000033
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000034
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000035
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000036
为方向舵比例增益。
所述的中止起飞控制方法为：控制发动机慢车，打开减速板，纵向给定俯仰角目标值为零，横向副翼通道控制为航迹跟踪，横滚角给定目标值为零，方向舵通道和刹车通道保持纠偏控制。
所述中止起飞阶段纵向控制的控制律为：
Figure BDA0002401272320000037
其中，控制参数
Figure BDA0002401272320000038
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000039
为俯仰角比例系数。
所述中止起飞阶段横向控制的控制律为：
Figure BDA00024012723200000310
滚转给定目标值(φg＝0)，副翼控制信号(δa)
其中，控制参数
Figure BDA00024012723200000311
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000312
为滚转角比例系数。
所述中止起飞阶段航向控制的控制律为：
Figure BDA00024012723200000313
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg
其中，侧偏距给定目标值(Yg)，偏航角给定目标值(ψg)，侧偏距增量(ΔY)，偏航角增量(Δψ)，侧偏距增量(ΔY)，侧偏移速度
Figure BDA00024012723200000314
偏航角增量(Δψ)，偏航角速率(r)，方向舵控制信号(δr)，控制参数
Figure BDA00024012723200000315
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000316
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000317
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000318
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000319
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000041
为方向舵比例增益。
所述中止起飞阶段，主轮刹车纠偏的控制律
Figure BDA0002401272320000042
δb≥0时，δL＝δBR，δR＝δBR-δb；
δb＜0时，δL＝δBR+δb，δR＝δBR
侧偏距增量(ΔY)，侧偏移速度
Figure BDA0002401272320000043
偏航角增量(Δψ)，偏航角速率(r)，滤波函数
Figure BDA0002401272320000044
刹车控制量(δb)，左机轮刹车控制量(δL)，机轮刹车预置量(δBR)，右机轮刹车控制量(δR)，控制参数
Figure BDA0002401272320000045
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000046
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000047
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000048
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000049
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000410
为刹车比例增益。
为解决弹射起飞分离后滑跑距离低于20m的问题，本发明在弹射阶段通过升降舵预置舵面及俯仰角速率阻尼控制舰载无人机的俯仰姿态，防止分离后姿态猛烈变化，同时快速建立抬头力矩，以实现舰载无人机安全、稳定、快速拉起离地。
为解决舰载无人机在起飞滑跑阶段，速度小于决断速度时,收到地面控制站的“中止起飞”指令，或者在滑行任务模式下且满足滑行中止条件而需要采取中止起飞控制。
本发明：以俯仰角速率为阻尼，根据俯仰角给定目标值实现对舰载无人机的纵向姿态控制，俯仰角给定值置零；以滚转角速率作为阻尼，根据滚转角给定目标值实现对舰载无人机的横向姿态控制，滚转角给定值置零；以侧偏距为主控回路，通过方向舵，前轮和主轮刹车差动联合协同纠偏控制，实现舰载无人机直线滑行；发动机慢车状态；减速板打开。
本发明的优点在于：
1、实现了舰载无人机弹射分离后快速拉起，解决了由于滑跑距离过长导致舰上弹射起飞后冲出甲板，造成不必要的安全事故的问题；
2、解决了陆基试验时，在弹射滑跑任务模式下保证飞机不冲出跑道的问题；
3、实现了舰载无人机弹射起飞全自主控制的安全性、可靠性、精准性。
附图说明：
图1，本发明的起飞拉起阶段纵向控制律结构示意图；
图2，本发明的起飞拉起阶段横向控制律结构示意图；
图3，本发明的起飞拉起阶段航向控制律结构示意图；
图4，本发明的中止起飞阶段纵向控制律结构示意图；
图5，本发明的中止起飞阶段横向控制律结构示意图；
图6，本发明的中止起飞阶段航向控制律结构示意图；
图7，本发明的中止起飞阶段主轮刹车纠偏控制律结构示意图；
图8，本发明的控制流程图。
具体实施方法：
现结合附图对本发明作进一步描述。
见图8，本发明一种弹射起飞拉起的控制方法，包括起飞拉起的控制方法和中止起飞的控制方法；所述起飞拉起的控制方法以控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制；所述中止起飞的控制方法以在起飞滑跑阶段，速度小于决断速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，中止起飞；所述中止起飞的控制方法在滑行任务模式下，满足滑行中止条件时，中止起飞。
利用惯性测量单元实时测量得到的三轴角速率信息(p,q,r)，其中：滚转角速率p，俯仰角速率q，偏航角速率r；利用惯性导航系统测得三轴姿态信息(φ,θ,ψ)，其中：滚转角φ，俯仰角θ，偏航角ψ。
图1，示出了起飞拉起阶段纵向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002401272320000051
Figure BDA0002401272320000052
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机起飞拉起阶段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(1)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000053
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000054
为俯仰角速率积分系数，(2)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000055
为俯仰角比例系数。
控制器跟踪(2)式中俯仰角给定目标值(θg)，解算出俯仰角速率给定目标值(qg)，跟踪(1)式中俯仰角速率给定目标值(qg)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向“俯仰角姿态保持”。
图2，示出了起飞拉起阶段横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002401272320000061
Figure BDA0002401272320000062
Figure BDA0002401272320000063
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机起飞拉起阶段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(3)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000064
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000065
为滚转角比例系数，(4)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000066
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000067
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000068
为预订航迹角比例系数，(5)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000069
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
控制器跟踪(5)侧偏距给定目标值(Yg)和预定航线航迹角给定目标值(ψkg)，分别解算出侧偏移速度的给定值
Figure BDA00024012723200000610
和预订航线航迹角增量(Δψk)，跟踪(4)中侧偏移速度给定目标值
Figure BDA00024012723200000611
解算出滚转角给定目标值(φg)，跟踪(3)中滚转给定目标值(φg)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹跟踪”。
图3，示出了起飞拉起阶段航向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA00024012723200000612
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg (7)式
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机起飞拉起阶段航向态控制的控制律设计思路如下：
(6)式中控制参数
Figure BDA00024012723200000613
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000614
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000615
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000616
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000617
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000618
为方向舵比例增益。
控制器跟踪(7)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ)，跟踪(6)中侧偏距增量(ΔY)，侧偏移速度
Figure BDA00024012723200000619
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
图4，示出了中止起飞阶段纵向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002401272320000071
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机中止起飞阶段纵向姿态控制的控制律设计思路如下：
(8)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000072
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000073
为俯仰角比例系数。
控制器跟踪(8)式中俯仰角给定目标值(θg＝0)，输出升降舵控制信号(δe)至升降舵执行机构，从而控制升降舵舵面，实现舰载无人机纵向俯仰姿态角为零。
图5，示出了中止起飞阶段横向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002401272320000074
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机中止起飞阶段横向姿态控制的控制律设计思路如下：
(9)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000075
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000076
为滚转角比例系数
跟踪(9)中滚转给定目标值(φg＝0)，输出副翼控制信号(δa)至副翼执行机构，从而控制副翼实现舰载无人机横向“直线航迹为零”。
图6，示出了中止起飞阶段航向控制律结构，其控制律为：
Figure BDA0002401272320000077
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg。 (11)式
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机中止起飞阶段航向姿态控制的控制律设计思路如下：
(11)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000078
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000079
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000710
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000711
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000712
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA00024012723200000713
为方向舵比例增益。
与起飞拉起阶段的方向舵控制相同，控制器跟踪(11)中侧偏距给定目标值(Yg)和偏航角给定目标值(ψg)，分别解算出侧偏距增量(ΔY)和偏航角增量(Δψ)，跟踪(6)中侧偏距增量(ΔY)，侧偏移速度
Figure BDA00024012723200000714
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，输出方向舵控制信号(δr)至方向舵执行机构，从而控制方向舵实现舰载无人机“航向纠偏”。
图7，示出了中止起飞阶段
Figure BDA0002401272320000081
δb≥0时，δL＝δBR，δR＝δBR-δb； (13)式
δb＜0时，δL＝δBR+δb，δR＝δBR。 (14)式
根据舰载无人机本体特性，控制律设计中，实现舰载无人机中止起飞阶段主轮刹车纠偏的控制律设计思路如下：
(12)式中控制参数
Figure BDA0002401272320000082
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000083
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000084
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000085
为偏航角比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000086
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure BDA0002401272320000087
为刹车比例增益。
跟踪(12)中侧偏距增量(ΔY)，侧偏移速度
Figure BDA0002401272320000088
偏航角增量(Δψ)和偏航角速率(r)，再通过滤波函数
Figure BDA0002401272320000089
解算出刹车控制量(δb)。采用半差动控制方法，当刹车控制量(δb≥0)时，左机轮刹车控制量(δL)等于机轮刹车预置量(δBR)，右机轮刹车控制量(δR)等于机轮刹车预置量减刹车控制量(δBR-δb)，当刹车控制量(δb＜0)时，左机轮刹车控制量(δL)等于机轮刹车预置量加刹车控制量(δBR+δb)，右机轮刹车控制量(δR)等于机轮刹车预置量(δBR)，通过控制左右刹车差动实现舰载无人机的纠偏控制。

Claims (8)

1.一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于：包括起飞拉起的控制方法和中止起飞的控制方法；
所述起飞拉起的控制方法以控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制；
所述中止起飞的控制方法以在起飞滑跑阶段，速度小于决断速度时，收到地面控制站的“中止起飞”指令，中止起飞；
所述中止起飞的控制方法在滑行任务模式下，满足滑行中止条件时，中止起飞；
所述控制参数模糊调度的控制器切换机制实现自主弹射起飞拉起控制的方法为：设置起飞拉起指示空速目标值，在起飞拉起阶段控制舰载无人机快速拉起离地，油门保持最大连续可用转速，纵向按给定俯仰角控制舰载无人机快速拉起，横向副翼通道控制为航迹跟踪，方向舵通道和刹车通道保持纠偏控制；
所述中止起飞阶段，主轮刹车纠偏的控制律
Figure FDA0003466575360000011
δb≥0时，δL＝δBR，δR＝δBR-δb；
δb＜0时，δL＝δBR+δb，δR＝δBR
侧偏距增量ΔY，侧偏移速度
Figure FDA0003466575360000012
偏航角增量Δψ，偏航角速率r，滤波函数
Figure FDA0003466575360000013
刹车控制量δb，左机轮刹车控制量δL，机轮刹车预置量δBR，右机轮刹车控制量δR，控制参数
Figure FDA0003466575360000014
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000015
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000016
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000017
为偏航角比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000018
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000019
为刹车比例增益。
2.根据权利要求1一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述起飞拉起阶段的纵向控制的控制律为：
Figure FDA00034665753600000110
Figure FDA00034665753600000111
其中：俯仰角给定目标值为θg，俯仰角速率给定目标值为qg，升降舵控制信号δe，控制参数
Figure FDA00034665753600000112
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000113
为俯仰角速率积分系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000114
为俯仰角比例系数。
3.根据权利要求1一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述起飞拉起阶段横向控制的控制律为：
Figure FDA0003466575360000021
Figure FDA0003466575360000022
Figure FDA0003466575360000023
Δψk＝ψk-ψkg
侧偏距给定目标Yg，侧偏移速度的给定值
Figure FDA0003466575360000024
预定航线航迹角给定目标值ψkg，滚转角给定目标值φg，副翼控制信号δa，
控制参数
Figure FDA0003466575360000025
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000026
为滚转角比例系数，
控制参数
Figure FDA0003466575360000027
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000028
侧偏移速度积分系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000029
为预订航迹角比例系数，
控制参数
Figure FDA00034665753600000210
为侧偏距比例系数，Y为侧偏距，ψk为航迹角。
4.根据权利要求1一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，航向控制的控制律为：
Figure FDA00034665753600000211
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg
侧偏距给定目标值Yg，偏航角给定目标值ψg，侧偏距增量ΔY，偏航角增量Δψ，侧偏距增量ΔY、侧偏移速度
Figure FDA00034665753600000212
偏航角增量Δψ和偏航角速率r，方向舵控制信号δr，控制参数
Figure FDA00034665753600000213
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000214
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000215
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000216
为偏航角比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000217
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000218
为方向舵比例增益。
5.根据权利要求1一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述的中止起飞控制方法为：控制发动机慢车，打开减速板，纵向给定俯仰角目标值为零，横向副翼通道控制为航迹跟踪，横滚角给定目标值为零，方向舵通道和刹车通道保持纠偏控制。
6.根据权利要求5一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述中止起飞阶段纵向控制的控制律为：
Figure FDA0003466575360000031
其中，控制参数
Figure FDA0003466575360000032
为俯仰角速率比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000033
为俯仰角比例系数。
7.根据权利要求5一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述中止起飞阶段横向控制的控制律为：
Figure FDA0003466575360000034
滚转给定目标值φg＝0，副翼控制信号δa
其中，控制参数
Figure FDA0003466575360000035
为滚转角速率比例系数，控制参数
Figure FDA0003466575360000036
为滚转角比例系数。
8.根据权利要求5一种弹射起飞拉起的控制方法，其特征在于，所述中止起飞阶段航向控制的控制律为：
Figure FDA0003466575360000037
ΔY＝Y-Yg，Δψ＝ψ-ψg
侧偏距给定目标值Yg，偏航角给定目标值ψg，侧偏距增量ΔY，偏航角增量Δψ，侧偏距增量ΔY、侧偏移速度
Figure FDA0003466575360000038
偏航角增量Δψ，偏航角速率r，方向舵控制信号δr，控制参数
Figure FDA0003466575360000039
为侧偏距比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000310
为侧偏距积分系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000311
为侧偏移速度比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000312
为偏航角比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000313
为偏航角速率比例系数，控制参数
Figure FDA00034665753600000314
为方向舵比例增益。
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