CN114296476A - 一种高速靶机飞行控制系统和控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种高速靶机飞行控制系统和控制方法，包括飞行控制计算机、惯导、GPS/BD接收机、GPS/BD天线、配电器、电池、舵控、舵机、数据链、曳光管载荷、雷达模拟器载荷、高度表、空速攻角侧滑角传感器、舵机散热涵道电机、气囊电机和切绳器，该高速靶机飞行控制系统和控制方法设计合理，能够解决现有技术中高速靶机操控特性差以及高速化设计与飞行任务和性能不匹配的技术问题。
Description
技术领域
本发明属于无人机技术领域，特别涉及一种高速靶机飞行控制系统和控制方法。
背景技术
高速靶机是用于防空武器系统进行试验鉴定以及部队进行训练用的模拟靶标。为应对越来越大的高速目标的威胁，提高防空武器的作战效能，高速靶机的研制，成为研究热点，针对其中操纵耦合，铰链力矩大等问题，都是研制过程中的难点。本控制系统和控制方法满足靶机全程和演习的飞行任务需求，依据靶机气动布局特点、载荷类型和供电需求，开展高靶机的控制系统研制和控制方法设计。
本发明涉及的高速靶机为了实现超音速化，操纵面形式为“X”字型，该类型操纵技术，对舵面的操纵力得到有效的分配，减少了对舵机轴抗弯、抗扭的能力需求。采用舵面分配的操纵方式，对操纵具有一定的容错能力。
光纤惯导具有参数装订、正常对准、快速对准、导航等功能，具备全天自主导航和卫星定位能力，可以实现任务期间内高精度的纯惯性导航，不受GPS干扰和丢星等情况的制约。
回收系统的自动化是考核回收系统的难题，采用时序控制+高度预判的形式，进行回收过程自动控制，为此，本发明提出一种高速靶机飞行控制系统和控制方法。
发明内容
为了解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种高速靶机飞行控制系统和控制方法，该高速靶机飞行控制系统和控制方法设计合理，能够解决现有技术中高速靶机操控特性差以及高速化设计与飞行任务和性能不匹配的技术问题。
为了实现上述目的，本发明是通过如下的技术方案来实现：一种高速靶机飞行控制系统，包括飞行控制计算机、惯导、GPS/BD接收机、GPS/BD天线、配电器、电池、舵控、舵机、数据链、曳光管载荷、雷达模拟器载荷、高度表、空速攻角侧滑角传感器、舵机散热涵道电机、气囊电机和切绳器，所述飞控计算机起到控制律解算，接收惯导、高度表、空速计传感器数据，解算出所需要的舵偏控制指令发送给舵控，解算的油门/转速指令给发动机ECU；所述惯导作用是对靶机飞行过程中的姿态角、姿态角速度、加速度、经纬高位置信息进行测量，并发送给飞控计算机，其中卫星导航的信息由GPS/BD接收板卡获得，并和惯性测量的导航信息进行融合，得到理想的导航信息；所述GPS/BD接收机是对GPS天线获得的卫星数据进行解算，给出卫星导航的速度、位置、时间等信息；所述GPS/BD天线作用是捕获卫星发送的无线电信号，并传送给GPS/BD板卡；所述配电器，是全系统供电，将电池和发电机的电稳压在28V，并给出不同功率限制的分路，给出TTL的控制分路；所述电池，在发电机不工作的情况下，给全系统供电；所述舵控是对舵机分系统进行控制的单元，特征是1个舵控盒控制4个舵机，接收飞控发来的指令，分别控制四个舵机的偏转；所述舵机，是飞控系统的执行机构，通过一定的分配策略进行三通道解耦操纵；所述曳光管载荷和雷达模拟器载荷是飞控控制的任务，执行空战对抗模拟；所述高度表，采用雷达高度计，给出靶机相对地面的高度信息；所述空速管用于给出靶机相对空气的速度；所述舵机散热涵道电机，是进行舵机散热的吹起装置；所述气囊电机是在降落阶段给气囊充气的装置；所述切绳器是靶机落地后对伞绳进行切割的装置。
一种高速靶机飞行控制方法，控制过程为飞行控制计算机采集惯导的导航信息，雷达高度表的高度信息，空速管空速信息，攻角侧滑角传感器的攻角侧滑角信息，控制发动机启停和转速，控制多机偏转，控制伞的打开，气囊的打开，散热涵道电机的开闭，雷达模拟器、曳光管载荷的开闭。
作为本发明的一种优选实施方式，靶机控制采用X型布局形式，舵机采用特定的分配方式进行控制分配，通过四个舵偏的联动，实现对滚转、偏航和俯仰的解耦控制，从靶机尾部朝前看，舵往顺时针偏转为正，各通道的舵偏定义见下式：
式中δx、δy、δz分别是滚转通道、偏航通道和俯仰通道舵偏。
反算各舵偏对应的三通道位置：
作为本发明的一种优选实施方式，所用的惯导，采用光纤惯导，气囊和回收伞采用TTL控制开闭，回收气囊采用电机充气，电机供电为12V，飞控和发动机ECU的通信方式采用422串口。
作为本发明的一种优选实施方式，舵偏具有较高的容错能力，在任何一个舵面卡死的情况下，通过重新舵面分配，还能继续进行工作。
作为本发明的一种优选实施方式，回收过程的控制，通过逻辑时序和高度表进行自动伞降回收。
作为本发明的一种优选实施方式，飞控计算机通过TTL开关量，进行载荷的开闭控制。
作为本发明的一种优选实施方式，若舵面1失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面2失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面3失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面4失去控制能力，新舵面分配策略为：
作为本发明的一种优选实施方式，选用的电池和电源变换器电压为28V。
作为本发明的一种优选实施方式，高速计为雷达高度计，100m范围内测距有效，实现伞降回收时的离地高度信息测量。
本发明的有益效果：
1、此高速靶机飞行控制方法能够解决现有技术中高速靶机操控特性差以及高速化设计与飞行任务和性能不匹配的技术问题。
2、此高速靶机飞行控制系统和控制方法专门针对高速隐身靶机的飞行特点进行优化设计，依据涡喷发动机推进的高速靶机性能特点，根据气动布局的操纵特性，伞降回收特点进行设计，采用高可靠光纤陀螺，“X”字型尾翼操纵和自动伞降回收的方式进行回收。具有结构简洁，系统可靠性高，容易制造的优点。
3、此高速靶机飞行控制系统和控制方法能够实现高速靶机的火箭助推式零长起飞，按照预定飞行航迹飞行，按照给定值调整飞行姿态，进行供靶，完成任务后能够对伞降回收过程进行稳定可靠控制，保障高速靶机系统能够稳定、可靠的实现全弹道范围内的飞行任务。
附图说明
图1为一种高速靶机飞行控制系统的原理图；
图2为一种高速靶机飞行控制系统的舵面系统原理图；
图3为一种高速靶机飞行控制系统的降落控制逻辑时序图。
具体实施方式
为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
请参阅图1至图3，本发明提供一种技术方案：一种高速靶机飞行控制系统，包括飞行控制计算机、惯导、GPS/BD接收机、GPS/BD天线、配电器、电池、舵控、舵机、数据链、曳光管载荷、雷达模拟器载荷、高度表、空速攻角侧滑角传感器、舵机散热涵道电机、气囊电机和切绳器，所述飞控计算机起到控制律解算，接收惯导、高度表、空速计传感器数据，解算出所需要的舵偏控制指令发送给舵控，解算的油门/转速指令给发动机ECU；所述惯导作用是对靶机飞行过程中的姿态角、姿态角速度、加速度、经纬高位置信息进行测量，并发送给飞控计算机，其中卫星导航的信息由GPS/BD接收板卡获得，并和惯性测量的导航信息进行融合，得到理想的导航信息；所述GPS/BD接收机是对GPS天线获得的卫星数据进行解算，给出卫星导航的速度、位置、时间等信息；所述GPS/BD天线作用是捕获卫星发送的无线电信号，并传送给GPS/BD板卡；所述配电器，是全系统供电，将电池和发电机的电稳压在28V，并给出不同功率限制的分路，给出TTL的控制分路；所述电池，在发电机不工作的情况下，给全系统供电；所述舵控是对舵机分系统进行控制的单元，特征是1个舵控盒控制4个舵机，接收飞控发来的指令，分别控制四个舵机的偏转；所述舵机，是飞控系统的执行机构，通过一定的分配策略进行三通道解耦操纵；所述曳光管载荷和雷达模拟器载荷是飞控控制的任务，执行空战对抗模拟；所述高度表，采用雷达高度计，给出靶机相对地面的高度信息；所述空速管用于给出靶机相对空气的速度；所述舵机散热涵道电机，是进行舵机散热的吹起装置；所述气囊电机是在降落阶段给气囊充气的装置；所述切绳器是靶机落地后对伞绳进行切割的装置。
一种高速靶机飞行控制方法，控制过程为飞行控制计算机采集惯导的导航信息，雷达高度表的高度信息，空速管空速信息，攻角侧滑角传感器的攻角侧滑角信息，控制发动机启停和转速，控制多机偏转，控制伞的打开，气囊的打开，散热涵道电机的开闭，雷达模拟器、曳光管载荷的开闭。
作为本发明的一种优选实施方式，靶机控制采用X型布局形式，舵机采用特定的分配方式进行控制分配，通过四个舵偏的联动，实现对滚转、偏航和俯仰的解耦控制，从靶机尾部朝前看，舵往顺时针偏转为正，各通道的舵偏定义见下式：
式中δx、δy、δz分别是滚转通道、偏航通道和俯仰通道舵偏。
反算各舵偏对应的三通道位置：
作为本发明的一种优选实施方式，所用的惯导，采用光纤惯导，气囊和回收伞采用TTL控制开闭，回收气囊采用电机充气，电机供电为12V，飞控和发动机ECU的通信方式采用422串口。
作为本发明的一种优选实施方式，舵偏具有较高的容错能力，在任何一个舵面卡死的情况下，通过重新舵面分配，还能继续进行工作。
作为本发明的一种优选实施方式，回收过程的控制，通过逻辑时序和高度表进行自动伞降回收。
作为本发明的一种优选实施方式，飞控计算机通过TTL开关量，进行载荷的开闭控制。
作为本发明的一种优选实施方式，若舵面1失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面2失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面3失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面4失去控制能力，新舵面分配策略为：
作为本发明的一种优选实施方式，选用的电池和电源变换器电压为28V。
作为本发明的一种优选实施方式，高速计为雷达高度计，100m范围内测距有效，实现伞降回收时的离地高度信息测量。
作为本发明的一种优选实施方式，进入回收采用基于位置的导引方式进入回收区域，回收飞行采用平飞过程，距离回收点相对高度350m平飞，距离回收点1km关闭发动机，切换至俯仰角控制方式，回收过程关闭发动机后5s，启动开伞舱盖指令，回收伞被拉出，实现匀速下降，伞舱盖打开10s后，开启气囊口盖指令，气囊盖打开，气囊盖打开后1s，开启气囊充气指令，气囊充气指令后，通过雷达高度表判断落地高度，当靶机落地后发送切伞绳指令，回收伞和靶机脱离。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点，对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (10)
1.一种高速靶机飞行控制系统，其特征在于，包括飞行控制计算机、惯导、GPS/BD接收机、GPS/BD天线、配电器、电池、舵控、舵机、数据链、曳光管载荷、雷达模拟器载荷、高度表、空速攻角侧滑角传感器、舵机散热涵道电机、气囊电机和切绳器，所述飞控计算机起到控制律解算，接收惯导、高度表、空速计传感器数据，解算出所需要的舵偏控制指令发送给舵控，解算的油门/转速指令给发动机ECU；所述惯导作用是对靶机飞行过程中的姿态角、姿态角速度、加速度、经纬高位置信息进行测量，并发送给飞控计算机，其中卫星导航的信息由GPS/BD接收板卡获得，并和惯性测量的导航信息进行融合，得到理想的导航信息；所述GPS/BD接收机是对GPS天线获得的卫星数据进行解算，给出卫星导航的速度、位置、时间等信息；所述GPS/BD天线作用是捕获卫星发送的无线电信号，并传送给GPS/BD板卡；所述配电器，是全系统供电，将电池和发电机的电稳压在28V，并给出不同功率限制的分路，给出TTL的控制分路；所述电池，在发电机不工作的情况下，给全系统供电；所述舵控是对舵机分系统进行控制的单元，特征是1个舵控盒控制4个舵机，接收飞控发来的指令，分别控制四个舵机的偏转；所述舵机，是飞控系统的执行机构，通过一定的分配策略进行三通道解耦操纵；所述曳光管载荷和雷达模拟器载荷是飞控控制的任务，执行空战对抗模拟；所述高度表，采用雷达高度计，给出靶机相对地面的高度信息；所述空速管用于给出靶机相对空气的速度；所述舵机散热涵道电机，是进行舵机散热的吹起装置；所述气囊电机是在降落阶段给气囊充气的装置；所述切绳器是靶机落地后对伞绳进行切割的装置。
2.一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：控制过程为飞行控制计算机采集惯导的导航信息，雷达高度表的高度信息，空速管空速信息，攻角侧滑角传感器的攻角侧滑角信息，控制发动机启停和转速，控制多机偏转，控制伞的打开，气囊的打开，散热涵道电机的开闭，雷达模拟器、曳光管载荷的开闭。
3.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：靶机控制采用X型布局形式，舵机采用特定的分配方式进行控制分配，通过四个舵偏的联动，实现对滚转、偏航和俯仰的解耦控制，从靶机尾部朝前看，舵往顺时针偏转为正，各通道的舵偏定义见下式：
式中δx、δy、δz分别是滚转通道、偏航通道和俯仰通道舵偏。
反算各舵偏对应的三通道位置：
4.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：所用的惯导，采用光纤惯导，气囊和回收伞采用TTL控制开闭，回收气囊采用电机充气，电机供电为12V，飞控和发动机ECU的通信方式采用422串口。
5.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：舵偏具有较高的容错能力，在任何一个舵面卡死的情况下，通过重新舵面分配，还能继续进行工作。
6.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：回收过程的控制，通过逻辑时序和高度表进行自动伞降回收。
7.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：飞控计算机通过TTL开关量，进行载荷的开闭控制。
8.根据权利要求5所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：若舵面1失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面2失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面3失去控制能力，新舵面分配策略为：
若舵面4失去控制能力，新舵面分配策略为：
9.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：选用的电池和电源变换器电压为28V。
10.根据权利要求2所述的一种高速靶机飞行控制方法，其特征在于：高速计为雷达高度计，100m范围内测距有效，实现伞降回收时的离地高度信息测量。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20220408 |