CN112429265A - 一种炮射无人机炮射起飞控制方法 - Google Patents

一种炮射无人机炮射起飞控制方法 Download PDF

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CN112429265A CN202011164760.8A CN202011164760A CN112429265A CN 112429265 A CN112429265 A CN 112429265A CN 202011164760 A CN202011164760 A CN 202011164760A CN 112429265 A CN112429265 A CN 112429265A
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王斌
廖新涛
沈洋
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Abstract

本发明公开了一种炮射无人机炮射起飞控制方法，包括炮射起飞主机翼、尾翼展开和动力启动的时序设计以及各阶段的控制策略。本发明提出了一种炮射无人机炮射起飞控制方法，为无人机采用炮射起飞方式提供了一种可实施的方案参考，本发明还可作为可作为不同固定翼无人机炮射起飞控制的参考，且具有工程可操作性。

Description

一种炮射无人机炮射起飞控制方法
技术领域
本发明属于航空飞行器飞行控制技术领域，涉及一种炮射无人机炮射起飞控制方法。
背景技术
炮射无人机采用火箭炮发射平台炮射起飞，具有发射重量大、发射频率高等优点。然而这样的发射平台往往伴随着极高的风险性，尤其是无人机机翼展开的时间问题及控制策略对起飞控制品质有着严重影响。
发明内容
本发明的目的是提供一种炮射无人机炮射起飞控制方法，解决了现有技术中存在的炮射无人机从炮射起飞到机翼展开到起飞爬升的控制问题。
本发明所采用的技术方案是，一种炮射无人机炮射起飞控制方法，具体按照以下步骤实施：
步骤1：起飞准备，判断无人机的传感器是否正常、飞机初始姿态是否正常、航线加载是否正确；
步骤2：检测到无人机的脱插断开，则将脱插断开时刻记作零时T0；
步骤3：从零时T0起，起飞时间大于等于设定的机翼展开时刻T1展开无人机的主机翼；
步骤4：起飞时间大于等于设定的尾翼展开时刻T2，展开无人机的尾翼；
步骤5：起飞时间大于等于设定的机翼展开结束时刻T3，纵向俯仰角控制，保持所需配平俯仰角，横航向保持当前航向，副翼给出滚转配平量；
步骤6：起飞时间大于设定的动力启动时刻T4，启动电机，固定起飞油门，纵向俯仰角控制，保持所需配平俯仰角，横航向保持当前航向，副翼给出滚转配平量；
步骤7：离地高度大于安全高度，纵向采用空速保持控制，横向继续航向保持，副翼给出滚转配平量，油门固定，转入空速爬升。
本发明的特点还在于：
步骤3的主机翼展开时刻T1可以通过以下计算公式得到：
T1＝T(无人机出膛时间) *(1+k)
式中，T(无人机出膛时间)为无人机出膛时间，一般k取1.3<k<1.5；
步骤3具体按照以下步骤实施：
步骤3.1、起飞时间达到T1，展开主机翼，无人机的纵横向稳定性增强并且升力增加；
步骤3.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤4的尾翼展开时刻T2可以通过以下计算公式得到：
T2＝T1+T(主机翼展开消耗时间)
式中，T(主机翼展开消耗时间)为主机翼展开消耗时间。
步骤4具体按照以下步骤实施：
步骤4.1、起飞时间达到T2，展开尾翼。尾翼需要在主机翼展开结束后才能展开，如果尾翼先展开，则会使得无人机纵向不稳定；
步骤4.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤5的机翼展开结束时刻T3可以通过以下计算公式得到：
T3＝T2+T(尾翼展开消耗时间)
步骤5具体按照以下步骤实施：
步骤5.1：起飞时间达到T3，机翼展开结束飞机做姿态调整，目的是为了等待弹托彻底分离并且飞机自身调整飞行状态，使得飞行更加稳定；
步骤5.2：各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤6的动力启动时刻T4可以通过以下计算公式得到：
T4＝T3+ΔT
其中ΔT一般取T(尾翼展开消耗时间）
步骤6具体按照以下步骤实施：
步骤6.1：起飞时间达到T4，姿态调整结束，启动动力；
步骤6.2：各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量，油门固定为起飞油门。
步骤6升降舵通道俯仰角控制设计：
Figure BDA0002745425470000031
式中，δe：升降舵，q：俯仰角速率，θcmd：俯仰角指令，θ：俯仰角，
Figure BDA0002745425470000032
俯仰角速率阻尼系数，
Figure BDA0002745425470000033
俯仰角比例系数，
Figure BDA0002745425470000034
俯仰角积分系数，副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure BDA0002745425470000035
Figure BDA0002745425470000036
Figure BDA0002745425470000037
式中，
δa：副翼，p：滚转角速率，φcmd：滚转角指令，φ：滚转角，δtrim：舵配平，ψcmd：航向角指令，ψ：航向角，r：偏航角速率，δr：方向舵，
Figure BDA0002745425470000038
滚转角速率阻尼系数，
Figure BDA0002745425470000039
滚转角比例系数，
Figure BDA00027454254700000310
航向角比例系数，
Figure BDA00027454254700000311
航向角积分系数，
Figure BDA00027454254700000312
偏航角速率阻尼系数，
油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
步骤7具体按照以下步骤实施：
步骤7.1：安全高度一般选取为相对高度20m
步骤7.2：各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量。
步骤7的副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure BDA0002745425470000041
Figure BDA0002745425470000042
Figure BDA0002745425470000043
升降舵通道空速保持控制设计：
Figure BDA0002745425470000044
Figure BDA0002745425470000045
式中，
Figure BDA0002745425470000046
速度比例系数，
Figure BDA0002745425470000047
速度积分系数，Vcmd：速度指令，V：速度，
油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
本发明的有益效果是：(……)。
附图说明
图1是本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法的时序结构示意图；
图2是本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法的炮射起飞俯仰角控制示意图；
图3是本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法的炮射起飞滚转角控制示意图；
图4是本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法的炮射起飞航向角控制示意图；
图5是本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法的炮射起飞纵向空速保持控制示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种炮射无人机炮射起飞控制方法,如图1所示，具体按照以下步骤实施：
步骤1：起飞准备，判断无人机的传感器是否正常、飞机初始姿态是否正常、航线加载是否正确；
步骤2：检测到无人机的脱插断开，则将脱插断开时刻记作零时T0；
步骤3：从零时T0起，起飞时间大于等于设定的机翼展开时刻T1展开无人机的主机翼；
步骤4：起飞时间大于等于设定的尾翼展开时刻T2，展开无人机的尾翼；
步骤5：起飞时间大于等于设定的机翼展开结束时刻T3，纵向俯仰角控制，保持设定配平俯仰角，如图2所示，横航向保持当前航向，副翼需要给出滚转配平量，如图4所示；
步骤6：起飞时间大于设定的动力启动时刻T4，启动电机，固定起飞油门，纵向俯仰角控制，保持一定配平俯仰角，如图2所示，横航向保持当前航向，副翼需要给出滚转配平量，如图4所示；
步骤7：离地高度大于安全高度，纵向采用空速保持控制，如图5所示，横向继续航向保持，副翼需要给出滚转配平量，如图所示4，油门固定，转入空速爬升T5。
步骤3的主机翼展开时刻T1可以通过以下计算公式得到：
T1＝T(无人机出膛时间)*(1+k)
式中，T(无人机出膛时间)为无人机出膛时间，一般k取1.3<k<1.5；
步骤3具体按照以下步骤实施：
步骤3.1、起飞时间达到T1，展开主机翼，无人机的纵横向稳定性增强并且升力增加；
步骤3.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤4的尾翼展开时刻T2可以通过以下计算公式得到：
T2＝T1+T(主机翼展开消耗时间)
式中，T(主机翼展开消耗时间)为主机翼展开消耗时间。
步骤4具体按照以下步骤实施：
步骤4.1、起飞时间达到T2，展开尾翼。尾翼需要在主机翼展开结束后才能展开，如果尾翼先展开，则会使得无人机纵向不稳定；
步骤4.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤5的机翼展开结束时刻T3可以通过以下计算公式得到：
T3＝T2+T(尾翼展开消耗时间)
步骤5具体按照以下步骤实施：
步骤5.1：起飞时间达到T3，机翼展开结束飞机做姿态调整，目的是为了等待弹托彻底分离并且飞机自身调整飞行状态，使得飞行更加稳定；
步骤5.2：各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
步骤6的动力启动时刻T4可以通过以下计算公式得到：
T4＝T3+ΔT
其中ΔT一般取T(尾翼展开消耗时间)。
步骤6具体按照以下步骤实施：
步骤6.1：起飞时间达到T4，姿态调整结束，启动动力；
步骤6.2：各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量，油门固定为起飞油门。
步骤6升降舵通道俯仰角控制设计：
Figure BDA0002745425470000071
式中，δe：升降舵，q：俯仰角速率，θcmd：俯仰角指令，θ：俯仰角，
Figure BDA0002745425470000072
俯仰角速率阻尼系数，
Figure BDA0002745425470000073
俯仰角比例系数，
Figure BDA0002745425470000074
俯仰角积分系数，副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure BDA0002745425470000075
Figure BDA0002745425470000076
Figure BDA0002745425470000077
式中，
δa：副翼，p：滚转角速率，φcmd：滚转角指令，φ：滚转角，δtrim：舵配平，ψcmd：航向角指令，ψ：航向角，r：偏航角速率，δr：方向舵，
Figure BDA0002745425470000078
滚转角速率阻尼系数，
Figure BDA0002745425470000079
滚转角比例系数，
Figure BDA00027454254700000710
航向角比例系数，
Figure BDA00027454254700000711
航向角积分系数，
Figure BDA00027454254700000712
偏航角速率阻尼系数，
油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
步骤7具体按照以下步骤实施：
步骤7.1：安全高度一般选取为相对高度20m
步骤7.2：各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量。
步骤7的副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure BDA0002745425470000081
Figure BDA0002745425470000082
Figure BDA0002745425470000083
升降舵通道空速保持控制设计：
Figure BDA0002745425470000084
Figure BDA0002745425470000085
式中，
Figure BDA0002745425470000086
速度比例系数，
Figure BDA0002745425470000087
速度积分系数，Vcmd：速度指令，V：速度，油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
本发明的有益效果：
1、提出了一种炮射无人机炮射起飞控制方法，为无人机采用炮射起飞方式提供了一种可实施的方案参考；
2、可作为不同固定翼无人机炮射起飞控制的参考，且具有工程可操作性。

Claims (10)

1.一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：
步骤1：起飞准备，判断无人机的传感器是否正常、飞机初始姿态是否正常、航线加载是否正确；
步骤2：检测到无人机的脱插断开，则将脱插断开时刻记作零时T0；
步骤3：从零时T0起，起飞时间大于等于设定的机翼展开时刻T1展开无人机的主机翼；
步骤4：起飞时间大于等于设定的尾翼展开时刻T2，展开无人机的尾翼；
步骤5：起飞时间大于等于设定的机翼展开结束时刻T3，纵向俯仰角控制，保持所需配平俯仰角，横航向保持当前航向，副翼给出滚转配平量；
步骤6：起飞时间大于设定的动力启动时刻T4，启动电机，固定起飞油门，纵向俯仰角控制，保持所需配平俯仰角，横航向保持当前航向，副翼给出滚转配平量；
步骤7：离地高度大于安全高度，纵向采用空速保持控制，横向继续航向保持，副翼给出滚转配平量，油门固定，转入空速爬升T5。
2.根据权利要求1所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤3的主机翼展开时刻T1可以通过以下计算公式得到：
T1＝T(无人机出膛时间)*(1+k)
式中，T(无人机出膛时间)为无人机出膛时间，一般k取1.3<k<1.5。
3.根据权利要求2所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤3具体按照以下步骤实施：
步骤3.1、起飞时间达到T1，展开主机翼，无人机的纵横向稳定性增强并且升力增加；
步骤3.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
4.根据权利要求3所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤4的尾翼展开时刻T2可以通过以下计算公式得到：
T2＝T1+T(主机翼展开消耗时间)
式中，T(主机翼展开消耗时间)为主机翼展开消耗时间。
5.根据权利要求4所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤4具体按照以下步骤实施：
步骤4.1、起飞时间达到T2，展开尾翼，尾翼需要在主机翼展开结束后才能展开，如果尾翼先展开，则会使得无人机纵向不稳定；
步骤4.2、各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
6.根据权利要求5所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤5的机翼展开结束时刻T3可以通过以下计算公式得到：
T3＝T2+T(尾翼展开消耗时间)。
7.根据权利要求6所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤5具体按照以下步骤实施：
步骤5.1、起飞时间达到T3，机翼展开结束飞机做姿态调整，目的是为了等待弹托彻底分离并且飞机自身调整飞行状态，使得飞行更加稳定；
步骤5.2：各通道控制策略：纵向、横向通道无控制。
8.根据权利要求7所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤6的动力启动时刻T4可以通过以下计算公式得到：
T4＝T3+ΔT
其中ΔT一般取T(尾翼展开消耗时间)。
9.根据权利要求8所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤6具体按照以下步骤实施：
步骤6.1、起飞时间达到T4，姿态调整结束，启动动力；
步骤6.2、各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量，油门固定为起飞油门；
步骤6的副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure FDA0002745425460000031
式中，δe：升降舵，q：俯仰角速率，θcmd：俯仰角指令，θ：俯仰角，
Figure FDA0002745425460000032
俯仰角速率阻尼系数，
Figure FDA0002745425460000033
俯仰角比例系数，
Figure FDA0002745425460000034
俯仰角积分系数，副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure FDA0002745425460000035
Figure FDA0002745425460000036
Figure FDA0002745425460000037
式中，
δa：副翼，p：滚转角速率，φcmd：滚转角指令，φ：滚转角，δtrim：舵配平，ψcmd：航向角指令，ψ：航向角，r：偏航角速率，δr：方向舵，
Figure FDA0002745425460000038
滚转角速率阻尼系数，
Figure FDA0002745425460000039
滚转角比例系数，
Figure FDA00027454254600000310
航向角比例系数，
Figure FDA00027454254600000311
航向角积分系数，
Figure FDA00027454254600000312
偏航角速率阻尼系数，
油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
10.根据权利要求9所述的一种炮射无人机炮射起飞控制方法，其特征在于，所述步骤7具体按照以下步骤实施：
步骤7.1：安全高度一般选取为相对高度20m，
步骤7.2：各通道控制策略：纵向采用空速保持控制，横航向采用航向保持，副翼需要给出滚转配平量；
步骤7的副翼、方向舵通道航向角控制设计：
Figure FDA0002745425460000041
Figure FDA0002745425460000042
Figure FDA0002745425460000043
升降舵通道空速保持控制设计：
Figure FDA0002745425460000044
Figure FDA0002745425460000045
式中，
Figure FDA0002745425460000046
速度比例系数，
Figure FDA0002745425460000047
速度积分系数，Vcmd：速度指令，V：速度，
油门通道控制设计：δt＝δ90％，
式中，δt：油门量，δ90％：90％最大油门量。
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