CN114384935B - 一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，属于无人航空器、巡航导弹飞行控制技术领域。本发明针对无人航空载运飞行器多约束下快速气动减速的需求，基于参考轨迹输入的弹目相对水平距离、参考高度、参考弹道倾角、参考俯仰角数据，通过计算当前飞行状态与标称轨迹的偏差得到控制偏差信息。综合高度、弹道倾角和攻角偏差得到综合的弹道倾角控制指令。根据控制指令设计弹道倾角跟踪与俯仰姿态驾驶仪复合驾驶仪，实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制。本发明适用于纵向轨迹跟踪问题，能够满足飞行器快速和稳定地跟踪标称高度，达到期望的末端速度、姿态的需求；本发明易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程实用性。

Description

一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法

技术领域

本发明属于无人航空器、巡航导弹飞行控制技术领域，涉及一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法。

背景技术

随着防空技术的进步，各国大力发展新型突防技术，如集群飞行器、跨介质航行器。然而，通常水下航行器或小型集群飞行器不具备大气中飞行能力或航程有限，难以通过自身动力到达目标区域。需要使用无人航空载运飞行器将其运输到目标区域附近。跨水空介质航行器和集群飞行器的投放对无人航空载运飞行器末端投放位置和高度精度、速度、姿态等具有较高的要求。

由于水下航行器入水冲击特性和集群飞行器低速气动特性，需要无人航空载运飞行器快速降低飞行速度并且满足分离位置和姿态约束。已有的航空器减速控制方法包括：发动机减速、减速伞减速、增加阻力板减速、气动减速。在舰载机自动着舰中，采用进场功率补偿器进行低速闭环控制，这种方法要求发动机具有低速控制能力以及飞行器具有低速飞行控制能力。减速伞减速方式需要一定的滞空时间，并且很难保证落点精度和姿态。增加阻力板减速方式，需要增加额外的机械与电气装置，增加了成本和复杂度。水下航行器入水冲击要求分离时刻的速度远小于无人航空载运飞行器正常飞行速度。并且，分离时刻，子航行器对无人航空载运飞行器分离位置和高度精度、俯仰角、攻角等具有较高精度的约束，以满足子航行器分离入水条件。若无人航空载运飞行器无法满足投放约束，子航行器无法正常入水。已有的仅依靠发动机减速和减速伞减速的方式难以满足使用要求。

为了满足航空载运飞行器多约束分离条件，提出了一种多维标称轨迹跟踪驾驶仪与姿态驾驶仪切换的航空飞行器气动减速控制方案。在航天飞行器返回再入过程，通常采用气动减速的方式来满足过载、动压、热流等多种约束，以确保安全返回。航天器返回再入方法分为标称弹道制导和预测-校正制导法两种。跟踪参考阻力加速度是一种典型的标称弹道制导方法，这种方法需要较精确的升力和阻力参数，落点控制精度低，未考虑姿态约束。而预测-校正控制方法对飞控计算机要求较高，依赖于飞行器精确气动数据。这两种方法都是针对航天飞行器再入返回过程，对气动参数具有较高精度要求，不适用于无人航空载运飞行器使用需求。北京航天自动控制研究所在《一种飞行器滑翔减速控制方法》中提出一种通过增加攻角来实现减速控制的方法。中国航空工业第六一八所在《一种无动力飞行器速度精确跟踪控制方法》中提出利用左右副翼同向偏转来增加额外阻力，来实现速度跟踪精确控制。以上两种方法只能实现飞行器减速功能，没有考虑终点位置、高度和姿态约束。目前，还没相关资料能同时满足具有位置、高度、速度和姿态约束的航空飞行器多约束气动减速控制的方法。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，针对无人航空载运飞行器多约束下快速气动减速的需求，基于参考轨迹输入的弹目相对水平距离、参考高度、参考弹道倾角、参考俯仰角数据，通过计算当前飞行状态与标称轨迹的偏差得到控制偏差信息。综合高度、弹道倾角和攻角偏差得到综合的弹道倾角控制指令。设计俯仰姿态驾驶仪与弹道倾角跟踪复合驾驶仪，实现减速、分离点位置和姿态精确控制。本发明适用于纵向轨迹跟踪问题，能够满足飞行器快速和稳定地跟踪标称高度，达到期望的末端速度、姿态的任务需求；同时，本发明易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程实用性。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，包括如下步骤：

步骤一、将事先生成的纵向标称轨迹存入到飞行器飞行控制计算机内存中，标称轨迹由飞行器相对目标的参考水平距离X_ref、参考飞行高度H_ref、参考飞行倾角θ_ref、参考飞行俯仰角构成的四维数组，参考轨迹点个数为N。

所述参考飞行倾角θ_ref在地面系下描述和参考飞行俯仰角在机体坐标系下描述。

步骤二、获取组合导航系统输出的当前无人航空器距离目标的水平距离X_r、飞行高度H、飞行倾角θ、俯仰角飞行速度V，下降率V_y。

作为优选，所述组合导航系统为GPS和INS组合导航系统。

步骤三、判断当前飞行器与目标点水平距离X_r是否满足X_r＜(X_ref0+X_level)，若满足则飞行器进入减速段；进入减速断后，若满足X_r＞X_ref0，则飞行器进入平飞减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x01，否则飞行器进入标称轨迹跟踪减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x02；其中，X_ref0为参考水平距离第一个点，X_level为水平减速段水平距离。

步骤四、若Pitchseg＝0x01，并且当前时刻T与上一次发动机转速调节时刻T₀之差大于ΔT，即T-T₀＞ΔT，发动机控制指令采用如下公式计算得到。

temp＝arctan(k₁*(X_ref0+X_level-X_r)/X_r)/(π/2),

N_cmd＝N_cmdmin+k₂*(temp*V_d+(1-temp)*V₀-V)

其中，N_cmdmin为最小发动机转速指令，N_cmd为发动机控制指令，V_d为进入标称轨迹跟踪初始时刻期望的飞行速度，V₀为进入平飞减速段的巡航飞行速度，k₁和k₂为待设计参数。

若Pitchseg＝0x02，发动机控制指令为N_cmd＝N_cmdmin。

步骤五、计算平飞减速段的俯仰通道控制指令u_fk,具体为:

步骤5.1计算得到平飞高度偏差和偏差积分值。

其中H_cruise为巡航飞行高度，e_H为平飞高度偏差,H_int为高度偏差积分值，T_s为飞行控制周期，H_int0为上一控制周期积分值。

步骤5.2计算俯仰通道控制指令u_fk

其中g为重力加速度常数，k_e1p、k_θ、/>k_ip和k_gp为待设计参数。

步骤六、通过插值函数获得当前时刻的参考指令值。

其中，f_interp为插值函数。

步骤七、判断当前俯仰姿态角是否满足/>若满足此条件一次，则采用如下公式计算俯仰通道控制指令，否则进入步骤八，其中/>为期望的末端俯仰姿态角。

其中和k_g为待设计参数。

步骤八、以参考指令值为输入，计算获得标称轨迹跟踪控制指令，根据获得标称轨迹跟踪控制指令实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制，具体为：

步骤8.1计算得到高度偏差和下降率偏差。

其中y_e为高度偏差，V_e为下降率偏差，T_s为飞行控制周期，H_cmd0为上一控制周期高度指令。

步骤8.2判断弹道倾角参考指令θ_cmdf是否满足θ_cmdf＞θ_r1或者θ_cmdf＜θ_r2，若满足则进入步骤8.3，否则进入步骤8.4。

步骤8.3若θ_cmdf＞θ_r1，则

否则，

其中，k_y1、和k_y2、/>为待设计参数。

步骤8.4若弹道倾角参考指令θ_cmdf不满足步骤8.2的判断条件，那么

其中，k_y3、

步骤8.5在步骤8.1-8.4的基础上，通过如下公式计算俯仰通道控制指令

其中，k_fi、为待设计参数。

根据步骤8.6得到的无人航空载运飞行器多约束快速减速控制指令，实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制

作为优选，所述的无人航空载运飞行器为装有涡喷或涡扇发动机的航空飞行器。

有益效果：

1、现有的气动减速控制方案一般仅考虑末端速度约束和落点要求，但是落点控制精度低、没有考虑高度和末端姿态要求，本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，采用标称轨迹前馈跟踪驾驶仪与姿态保持驾驶仪自动切换的气动减速方法，实现分离点位置、高度和期望姿态角、速度控制到期望的状态，并且所需的测量信息容易获得，方法简单易行。

2、本发明公开的一种无人航空载运飞行器多约束气动减速控制方法，基于参考轨迹输入的弹目相对水平距离、参考高度、参考弹道倾角、参考俯仰角数据，通过计算当前飞行状态与标称轨迹的偏差得到控制偏差信息；综合高度、弹道倾角和攻角偏差得到综合的弹道倾角控制指令，设计俯仰姿态驾驶仪与弹道倾角跟踪复合驾驶仪，实现减速、分离点位置和姿态精确控制，适用于纵向轨迹跟踪问题，能够满足飞行器快速和稳定地跟踪标称高度，达到期望的末端速度、姿态的任务需求。

附图说明

图1为本发明公开的无人航空载运飞行器多约束快速减速控制指令流程结构图；

图2为无人航空载运飞行器高度跟踪轨迹图；

图3为无人航空载运飞行器速度曲线；

图4为无人航空载运飞行器俯仰角曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

如图1所示，本实施例公开的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，具体实现如下：

步骤一、无人载运航空飞行器的任务是将水下航行器运载到400km以外海域，为防止被敌方舰船上的雷达监测到，末端采用超低空掠海飞行，巡航高度为海高20m，巡航速度为V₀＝230m/s，由于水下航行器结构强度限制和入水角度限制，要求无人载运航空器在距离水面20m高度投放水下航行器，水平位置误差小于200m，末速小于165m/s，分离时刻无人载运航空器的俯仰角并保持姿态在期望姿态角±1.5°内飞行200m以上。

步骤二、设计飞行控制周期T_s＝10ms，水平减速段距离设定为X_level＝20000m，初始标称轨迹跟踪X_ref0＝7000m，飞行器从水平距离目标点X_ref0+X_level＝27000m的位置开始水平减速，当飞行器进入水平距离目标点X_ref0的位置开始跟踪标称轨迹，进入标称轨迹跟踪初始时刻期望的飞行速度V_d＝170m/s。。

步骤三、将事先生成的纵向标称轨迹存入到飞行器飞行控制计算机内存中，标称轨迹由飞行器相对目标的参考水平距离X_ref、参考飞行高度H_ref、参考飞行倾角θ_ref、参考飞行俯仰角构成的四维数组，参考轨迹点个数为N＝140。

步骤四、获取组合导航系统输出的当前无人航空器距离目标的水平距离X_r、飞行高度H、飞行倾角θ、俯仰角飞行速度V，下降率V_y。

步骤五、判断当前飞行器与目标点水平距离X_r是否满足X_r＜(X_ref0+X_level)，若满足则飞行器进入减速段；进入减速断后，若满足X_r＞X_ref0，则飞行器进入平飞减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x01，否则飞行器进入标称轨迹跟踪减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x02。

步骤六、若Pitchseg＝0x01，并且当前时刻T与上一次发动机转速调节时刻T₀之差大于ΔT＝8s，即T-T₀＞ΔT，设计k₁＝50、k₂＝180，发动机控制指令N_cmd采用如下公式计算得到。

其中，N_cmdmin＝20000为最小发动机转速指令。

若Pitchseg＝0x02，发动机控制指令为N_cmd＝N_cmdmin。

步骤七、计算平飞减速段的俯仰通道控制指令u_fk,具体为:

步骤7.1计算得到平飞高度偏差和偏差积分值。

其中e_H为平飞高度偏差,H_int为高度偏差积分值，H_int0为上一控制周期积分值。

步骤7.2设计k_e1p＝0.2，k_ip＝0.005，k_θ＝3.5，/>和k_gp＝-0.003，计算俯仰通道控制指令u_fk

其中重力加速度常数g＝9.8m/s²。

步骤八、通过插值函数获得当前时刻的参考指令值。

其中，f_interp为插值函数选取为三次样条插值。

步骤九、判断当前俯仰姿态角是否满足/>若不满足此条件，则采用如下公式计算俯仰通道控制指令，若满足则进入步骤10，其中/>为期望的末端俯仰姿态角。

其中设计参数选取为和k_g＝0.5。

步骤十、以参考指令值为输入，计算获得标称轨迹跟踪控制指令，具体为：

步骤10.1计算得到高度偏差和下降率偏差。

其中y_e为高度偏差，V_e为下降率偏差，H_cmd0为上一控制周期高度指令。

步骤10.2判断弹道倾角参考指令θ_cmdf是否满足θ_cmdf＞2°或者θ_cmdf＜-10°，若满足则进入步骤10.3，否则进入步骤10.4。

步骤10.3若θ_cmdf＞2°，则

否则，

其中，选取参数k_y1＝0.15、和k_y2＝0.1、/>

步骤10.4若参考倾角指令θ_cmdf不满足步骤10.2的判断条件，那么

其中，k_y3＝0.12、

步骤10.5在步骤10.1-10.4的基础上，通过如下公式计算俯仰通道控制指令

其中，k_fi＝1.7、

步骤十一、经过步一至十得到如图2所示的控制结果。由控制结果可知末端速度约束为160m/s，姿态角约束为(保持姿态稳定飞行250m以上)，水平位置误差为120m，满足性能指标要求。

以上所述的具体描述，对发明的目的、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，并不用于限定本发明的保护范围，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 (4)

1.一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一、将事先生成的纵向标称轨迹存入到飞行器飞行控制计算机内存中，标称轨迹由飞行器相对目标的参考水平距离X_ref、参考飞行高度H_ref、参考飞行倾角θ_ref、参考飞行俯仰角构成的四维数组，参考轨迹点个数为N；

所述参考飞行倾角θ_ref在地面系下描述和参考飞行俯仰角在机体坐标系下描述；

步骤二、获取组合导航系统输出的当前无人飞行器距离目标的水平距离X_r、飞行高度H、飞行倾角θ、俯仰角飞行速度V，下降率V_y；

步骤三、判断当前飞行器与目标点水平距离X_r是否满足X_r＜(X_ref0+X_level)，若满足则飞行器进入减速段；进入减速断后，若满足X_r＞X_ref0，则飞行器进入平飞减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x01，否则飞行器进入标称轨迹跟踪减速段，将飞行阶段标志Pitchseg设置为0x02；其中，X_ref0为参考水平距离第一个点，X_level为水平减速段水平距离；

步骤四、若Pitchseg＝0x01，并且当前时刻T与上一次发动机转速调节时刻T₀之差大于ΔT，即T-T₀＞ΔT，发动机控制指令采用如下公式计算得到；

temp＝arctan(k₁*(X_ref0+X_level-X_r)/X_r)/(π/2),

N_cmd＝N_cmdmin+k₂*(temp*V_d+(1-temp)*V₀-V)

其中，N_cmdmin为最小发动机转速指令，N_cmd为发动机控制指令，V_d为进入标称轨迹跟踪初始时刻期望的飞行速度，V₀为进入平飞减速段的巡航飞行速度，k₁和k₂为待设计参数；

若Pitchseg＝0x02，发动机控制指令为N_cmd＝N_cmdmin；

步骤五、计算平飞减速段的俯仰通道控制指令；

步骤5.1计算得到平飞高度偏差和偏差积分值；

其中H_cruise为巡航飞行高度，e_H为平飞高度偏差，H_int为高度偏差积分值，T_s为飞行控制周期，H_int0为上一控制周期积分值；

步骤5.2计算俯仰通道控制指令u_fk

其中g为重力常数，k_θ、/>k_ip和k_gp为待设计参数；

步骤六、通过插值函数获得当前时刻的参考指令值；

其中，f_interp为插值函数；

步骤七、判断当前俯仰角是否满足/>若满足此条件一次，则采用如下公式计算俯仰通道控制指令，否则进入步骤八，其中/>为期望的末端俯仰角；

其中和/>为待设计参数；

步骤八、以参考指令值为输入，计算获得标称轨迹跟踪控制指令，根据获得的标称轨迹跟踪控制指令实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制。

2.如权利要求1所述的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，其特征在于：步骤八实现方法为，

步骤8.1计算得到高度偏差和下降率偏差；

其中y_e为高度偏差，V_e为下降率偏差，T_s为飞行控制周期，H_cmd0为上一控制周期高度指令；

步骤8.2判断弹道倾角参考指令θ_cmdf是否满足θ_cmdf＞θ_r1或者θ_cmdf＜θ_r2，若满足则进入步骤8.3，否则进入步骤8.4；

步骤8.3若θ_cmdf＞θ_r1，则

否则，

其中，k_y1、和k_y2、/>为待设计参数；

步骤8.4若弹道倾角参考指令θ_cmdf不满足步骤8.2的判断条件，那么

其中，

步骤8.5在步骤8.1-8.4的基础上，通过如下公式计算俯仰通道控制指令

其中，k_fi、为待设计参数；

根据步骤8.5得到的无人航空载运飞行器多约束快速减速控制指令，实现无人航空载运飞行器多约束气动减速控制。

3.如权利要求1或2所述的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，其特征在于：所述的无人航空载运飞行器为装有涡喷或涡扇发动机的航空飞行器。

4.如权利要求3所述的一种无人航空载运飞行器多约束快速减速控制方法，其特征在于：所述组合导航系统为GPS和INS组合导航系统。