CN111984023A - 基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，包括：标准动压生成器在线生成不同海拔高度处的标准动压值输出给标准动压比较器，标准动压比较器解算当前时刻的动压与标准动压的比值作为动压补偿器的输入，动压补偿器将输入值按照预定规则处理后作为前馈项输入给制导指令生成器，制导指令生成器将动压补偿器的输入值叠加后生成制导指令输出给姿态控制器。本发明提供了基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，将动压值引入制导指令反馈中，用来减小投放拉起过程飞机的过载和最大速度值，从而保证球载投放后转平飞阶段飞机的安全，该方法中动压值可测量，制导律曲线连续，便于实际工程运用。

Description

基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法

技术领域

本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种基于动压补偿的太阳能无人机高空球载投放制导律设计方法。

背景技术

通常而言，无人机的任务周期包括以下几个阶段：地面滑跑、起飞、巡航、下降和着陆几个过程。但对于临近空间无人机而言，为了减小无人机自身的结构重量，为可装配载荷预留空间，目前，工程上也考虑采用浮空器平台搭载起飞的方式。对于采用浮空器平台搭载起飞的无人机，其执行的任务周期区别于以往的无人机，通常包括以下几个阶段：球载起飞、投放转平飞、巡航、下降和着陆这几个过程。球载起飞过程主要依赖于浮空器平台进行控制，而投放转平飞过程则依赖无人机自身的控制，该阶段控制律的设计成败直接决定了整个飞行任务的成败。

太阳能无人机为了减轻结构重量，通常采用轻质大展弦比设计形式，该种形式的无人机通常具有很大的升力系数，但机身弹性较大，结构变形幅值较大。采用高空球载投放方式虽然可以减轻动力系统的负担，但是球载投放过程中为了尽快建立速度，初始时刻无人机通常具备大的俯仰角，在投放后转入平飞这一过程中，无人机往往需要承受较大的过载和动压值，但大过载或动压对该种轻质大展弦比构型的无人机往往是不利的，会带来机身或前缘的变形，甚至机体结构的破坏。因此，在制导和控制律的设计过程中，要考虑降低球载投放过程中的最大过载和动压值，以保证该阶段能够顺利完成，为无人机进入巡航段提供必要的初始速度和较为稳定的姿态。

目前，国内尚无关于球载投放制导律设计方法方面的现有技术，现有的制导律设计中，对于进行大机动的刚体飞行器通常会采用将过载直接引入制导回路的设计方法，虽然飞机的过载可以由惯性传感器直接测得，但过载测量值噪声过大。对于太阳能无人机而言，其本身存在弹性变形等因素，在投放拉起过程中直接引入过载反馈会导致制导指令有较大的抖动，反馈到姿态控制器回路上带来的直接结果是升降舵抖动较为频繁，会影响实际飞行效果。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明提供一种基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，以至少部分解决上述技术问题。本发明提供制导律设计形式简洁，需要的变量实际可测得，便于实际工程应用。

本发明的技术方案为：一种基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，包括如下步骤：

步骤1、标准动压生成器在线生成不同海拔处的标准动压值输出给标准动压比较器；

步骤2、标准动压比较器解算当前时刻的动压与标准动压的比值作为动压补偿器的输入；

步骤3、动压补偿器将输入值按照预定规则处理后作为前馈项输入给制导指令生成器；

步骤4、制导指令生成器将动压补偿器的输入值叠加后生成制导指令输出给姿态控制器。

进一步的，所述步骤1中：

所述的标准动压生成器，根据当前海拔高度、当前马赫数在线计算无人机目标过载值的配平攻角，由配平攻角插值得出处于目标过载时的升力系数值，由升力系数值和目标过载值计算出当前海拔高度处的标准动压，作为基准量输出给动压补偿器。

进一步的，所述步骤2中：

所述的标准动压比较器解算当前时刻的动压值和该海拔高度处的标准动压的比值，作为当前时刻的给定值输出给动压补偿器。

进一步的，所述步骤3中：

动压补偿器根据预定规则将标准动压比较器输出的值分段处理后输出给制导指令生成器。

进一步的，所述的预定规则指的是动压补偿器按照接收的比值先划分为大于等于1和大于0小于1个两个区间，在每个区间内根据无人机过载性能，在当前时刻过载大于目标过载的区间内选择若干分段点，对每个分段区间内的数值分别处理后作为补偿项输出给制导指令生成器。

进一步的，所述步骤4包括：

所述的制导指令生成器结合动压补偿器的输入值和当前时刻解算的制导指令，将两者的和作为新的制导指令输出给姿态控制器，更新后的制导指令形式如下：

θ_g＝θ_g0+Q_i

其中，θ_g为更新后的制导指令值，θ_g0为原始的该时刻的制导指令值，Q_i为当前时刻的动压补偿器的输出。

进一步的，所述步骤3中：

所述的动压补偿器采用如下设计形式：

其中，

Q为当前时刻的动压值，为大于0的有理数，

为标准动压生成器输出的标准动压值，为大于0的有理数，该数值随海拔高度的变化而变化，u为当前时刻的动压与标准动压的比值，为大于0的有理数；l为划分的阶段数，i为当前阶段值，l和i均为大于等于1的正整数，n_i为当前分段区间内u值的右边界数值，为大于0的有理数；n_i-1为当前分段区间的左边界值，也是上一个分段区间的右边界数值，为大于等于0的有理数；其中，n₀等于0；K_i为u值当前分段区间的系数，K_i-1为上一个分段区间的系数，K_i-1和K_i的值均为有理数，当u值大于0小于1时，K_i为大于0的有理数，当u值大于等于1时，K_i为小于0的有理数，K₀等于0。

有益效果：

本发明的一种基于动压补偿的太阳能无人机高空球载投放制导律设计方法相对于现有技术，至少具有以下优点：

1、动压是与过载值相关的可测得量，将实际飞行中测得的动压值由标准动压比较器和动压补偿器分段补偿后引入制导律回路，可以减小拉起过程的过载、最大速度和动压值；

2、动压补偿器的设计原理是，当前时刻动压值大于该海拔高度和马赫数的标准动压时，动压补偿器输出的为负值，制导指令会减去该部分数值，相应地控制回路的出舵量会减小，过载值减小。当前时刻动压值小于该海拔高度和马赫数的标准动压时，动压补偿器输出的为正值，制导指令会加上该部分数值，出舵量会相应地增加，从而使整个拉起过程的过载适当增大，减少拉起时间，降低拉起之后末端速度值和动压值。

3、本次修正方法只限于制导回路的修正，姿态控制回路可以与巡航段采用相同的策略，从而避免了不同阶段切换时，控制量会产生的突变，给飞行过程增加风险。

4、本发明的制导律设计方法形式简单，计算复杂度低，便于工程实现。

附图说明

图1为本发明实施例的一种基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法的步骤流程图。

具体实施方式

基于现有技术存在的下述问题：太阳能无人机为了减轻结构重量，通常采用轻质大展弦比设计形式，该种形式的无人机通常具有很大的升力系数，但机身弹性较大，结构变形幅值较大。采用高空球载投放方式虽然可以减轻动力系统的负担，但是球载投放过程中初始时刻无人机通常具备大的俯仰角，在投放后转入平飞这一过程中，飞机往往需要承受较大的过载和动压值，但大过载或动压对该种轻质大展弦比构型的无人机往往是不利的，会带来机身或前缘的变形，甚至机体结构的破坏。因此，在制导和控制律的设计过程中，要考虑降低球载投放过程中的最大过载和动压值，以保证该阶段能够顺利完成，为无人机进入巡航段提供必要的初始速度和较为稳定的姿态。通过引入动压补偿器的方式，可以在初始时刻动压较小时，将动压补偿值叠加到制导律设计回路中，从而增大控制系统出舵量，以较大的过载将无人机姿态拉起，动压值过大时，在制导指令中减去动压补偿器补偿值，使出舵量减小，从而降低最大过载值。通过动压补偿器的引入，确保整个投放拉起过程中无人机的最大过载和速度值不超过总体设计值，保证飞行安全，该制导律计算复杂度低，便于工程实现。

为使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本公开进一步详细说明。

本发明实施例的一方面，提供了一种无人机分时控制方法，图1为本发明实施例的无人机分时控制方法的步骤流程图，如图1所示，该方法包括以下步骤：

第一步：标准动压生成器根据当前海拔和马赫数值，计算无人机处于目标过载值的配平攻角，由配平攻角插值得出处于目标过载时的升力系数值，从而计算出当前海拔高度处的标准动压值，作为基准量输出给标准动压补偿器。

第二步：所述的标准动压比较器计算当前时刻的动压值和该海拔高度处的标准动压的比值，作为当前时刻的给定值输出给动压补偿器。

第三步：

动压补偿器将输入值按照预定规则处理后作为前馈项输入给制导指令生成器。

进一步的，所述的预定规则指的是动压补偿器按照接收的比值先划分为大于等于1和大于0小于1个两个区间，在每个区间内根据无人机过载性能，在当前时刻过载大于等于目标过载的区间选择若干分段点，对每个分段区间内的数值分别处理后作为补偿项输出给制导指令生成器。

动压补偿器可采用如下设计形式：

其中，

Q为当前时刻的动压值，为大于0的有理数，

为标准动压生成器输出的标准动压值，为大于0的有理数，该数值随海拔高度的变化而变化，u为当前时刻的动压与标准动压的比值，为大于0的有理数；l为划分的阶段数，i为当前阶段值，l和i均为大于等于1的正整数，n_i为当前分段区间内u值的右边界数值，为大于0的有理数；n_i-1为当前分段区间的左边界值，也是上一个分段区间的右边界数值，为大于等于0的有理数；其中：

n₀等于0；K_i为u值当前分段区间的系数，K_i-1为上一个分段区间的系数，K_i-1和K_i的值均为有理数，当u值小于等于1时，K_i为大于0的有理数，当u值大于1时，K_i为小于0的有理数，K₀等于0。

第四步：制导指令生成器结合动压补偿器的输入值和当前时刻解算的制导指令，将两者的和作为新的制导指令输出给姿态控制器，更新后的制导指令形式如下：

θ_g＝θ_g0+Q_i

其中，θ_g为更新后的制导指令值，θ_g0为原始的该时刻的制导指令值，Q_i为当前时刻的动压补偿器的输出。

除非有所知名为相反之意，本说明书及所附权利要求中的数值参数是近似值，能够根据通过本公开的内容所得的所需特性改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰。一般情况下，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。

说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”等的用词，以修饰相应的元件，其本身并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序、或是制造方法上的顺序，该些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分。以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、标准动压生成器在线生成不同海拔高度处的标准动压值输出给标准动压比较器；

步骤2、标准动压比较器解算当前时刻的动压与标准动压的比值作为动压补偿器的输入；

步骤3、动压补偿器将输入值按照预定规则处理后作为前馈项输入给制导指令生成器；

步骤4、制导指令生成器将动压补偿器的输入值叠加后生成制导指令输出给姿态控制器。

2.根据权利要求1所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，所述步骤1中：

所述的标准动压生成器，根据当前海拔高度、当前马赫数在线计算无人机处于目标过载值时的配平攻角，由配平攻角插值得出处于目标过载时的升力系数值，由升力系数值和目标过载值计算出当前海拔高度处的标准动压，作为基准量输出给动压补偿器。

3.根据权利要求1所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，所述步骤2中：

所述的标准动压比较器解算当前时刻的动压值和该海拔高度处的标准动压的比值，作为当前时刻的给定值输出给动压补偿器。

4.根据权利要求1所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，所述步骤3中：

动压补偿器根据预定规则将标准动压比较器输出的值分段处理后输出给制导指令生成器。

5.根据权利要求4所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于：

所述的预定规则指的是动压补偿器按照接收的比值先划分为大于等于1和大于0小于1个两个区间，在每个区间内根据无人机过载性能，在当前时刻过载大于目标过载的区间内选择若干分段点，对每个分段区间内的数值分别处理后作为补偿项输出给制导指令生成器。

6.根据权利要求1所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，所述步骤4包括：

所述的制导指令生成器结合动压补偿器的输入值和当前时刻解算的制导指令，将两者的和作为新的制导指令输出给姿态控制器，更新后的制导指令形式如下：

θ_g＝θ_g0+Q_i

其中，θ_g为更新后的制导指令值，θ_g0为原始的该时刻的制导指令值，Q_i为当前时刻的动压补偿器的输出。

7.根据权利要求1所述的基于动压补偿的球载无人机系统投放段制导律设计方法，其特征在于，所述步骤3中：

所述的动压补偿器采用如下设计形式：

其中，

Q为当前时刻的动压值，为大于0的有理数，

为标准动压生成器输出的标准动压值，为大于0的有理数，该数值随海拔高度的变化而变化，u为当前时刻的动压与标准动压的比值，为大于0的有理数；l为划分的阶段数，i为当前阶段值，l和i均为大于等于1的正整数，n_i为当前分段区间内u值的右边界数值，为大于0的有理数；n_i-1为当前分段区间的左边界值，也是上一个分段区间的右边界数值，为大于等于0的有理数；其中n₀等于0；K_i为u值当前分段区间的系数，K_i-1为上一个分段区间的系数，K_i-1和K_i的值均为有理数，当u值大于0小于1时，K_i为大于0的有理数，当u值大于等于1时，K_i为小于0的有理数，K₀等于0。

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