CN114740902A - 一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空飞行控制技术领域，公开了一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法。适用于飞翼布局无人机以火箭助推方式发射起飞过程控制。纵向控制器采用升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法，发射起飞段飞机纵向动态平稳；横向控制器采用滚转角控制，保持翼平，爬升至安全高度后再转为跟踪航迹，航向控制器设计基于速度的增稳软化因子，避免低速侧滑角增稳产生的方向舵对无人机造成的不利扰动，又能保障无人机在高速段平稳接入增稳控制。本发明可适用于火箭助推起飞飞翼布局无人机的起飞控制。

Description

一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法

技术领域

本发明涉及航空飞行控制技术领域，具体地说，是一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，用于飞翼布局无人机以火箭助推方式发射起飞过程控制。

背景技术

对于采用火箭助推发射的飞机发射阶段往往被认为是最危险的阶段之一。目前无人机的发射方式主要有零长发射和轮式滑跑起飞两种方式。零长发射起飞相比于滑跑起飞而言，其执行任务可不受场地、地域环境的限制，任务出动更为灵活。火箭助推发射起飞发射是小型无人机常用的一种发射方式，助推火箭点火后产生推动力，在短时间内将靶机从静止状态加速到安全飞行的高度和速度，火箭燃料燃烧后自动脱离，无人机完成起飞发射，之后无人机按照空中的策略控制飞机执行任务。

飞翼布局无人机具有良好的气动效率，然而由于没有垂尾，其航向静不稳定或弱静稳定明显，横航向需使用侧滑角进行增稳，且其纵向力臂短，对纵向扰动的抑制能力较弱。飞翼布局采用零长发射，可有效的结合零长发射起飞灵活性高和飞翼布局气动效率高的优势，控制难度较大。在发射起飞过程中，控制器结构、控制器接入时机，横航向增稳接入时机对于飞翼布局无人机发射起飞段控制品质至关重要。

中国专利（CN109508027），提出了一种基于鲁棒控制理论的火箭助推发射方法，该方法提出了一种基于角速率融合爬升角的纵向控制方法，但是该方法未能给出具有航向静不稳定或弱稳定飞翼布局无人机的横航向控制方法，且该方法中依赖角速率的积分器，积分器管理难度较大，控制器接入的时机将对控制效果产生较大影响。

因此，为了解决上述问题，本申请提出了一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，用于飞翼布局无人机以火箭助推方式发射起飞过程控制。

本发明通过下述技术方案实现：一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，括以下步骤：

在飞翼布局无人机箭助推发射起飞的过程中，在纵向控制器中采用升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法；

在横向控制器中采用滚转角和阻尼相结合的控制方法；

在航向控制器设计侧滑角增稳控制，并引入增稳软化因子；

通过对纵向控制器、横向控制器和航向控制器的结合控制确保飞翼无人机增稳控制平稳接入。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述对纵向控制器采用升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法包括：

增加升降舵预置辅助俯仰角控制，升降舵预置作为控制的前馈量，所述升降舵预置用于提供抑制飞翼布局无人机扰动的舵前馈值。

为了更好地实现本发明，进一步地，对横向控制器采用滚转角和阻尼相结合的控制的方法包括：

对横向控制器采用滚转角控制飞翼布局无人机的翼平，并在飞翼布局无人机发射起飞过程中将滚转角给定为0°，飞翼布局无人机至安全高度后再采用跟踪航迹模态。

为了更好地实现本发明，进一步地，对航向控制器设计侧滑角增稳控制，并引入增稳软化因子的方法包括：

在航向控制器中引入侧滑角户进行增稳控制，并引入基于表速的增稳软化因子，保证航向增稳在高速段平稳接入。

为了更好地实现本发明，进一步地，对所述纵向控制器计算的公式为：

；

其中，

为飞机轴线与地面的夹角，

为俯仰角给定，

为升降舵预置舵面，

为俯仰角速率，

为飞机的俯仰角，

为俯仰角比例控制系数，

为俯仰角速率阻尼控制系数。

为了更好地实现本发明，进一步地，对所述横向控制器计算的公式为：

；

其中，

为滚转角，

为滚转角给定，

滚转角速率，

为滚转角比例控制系数，

为滚转速率阻尼控制系数。

为了更好地实现本发明，进一步地，对所述航向控制器的计算公式为：

其中，

为滚转角，

为滚转角速率给定，

为侧滑角，

为滚转角控制系数，

为航向角控制系数，

为侧滑角增稳控制系数，

为侧滑角增稳软化因子。

为了更好地实现本发明，进一步地，航向控制器中侧滑角增稳软化因子

的设计方法包括：

其中，

为指示空速，

为选取的增稳开始接入的速度，

选取的增稳完全接入的速度。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）在本发明中，纵向控制器采用升降舵预置与姿态角控制结合，利用升降舵预置产生的力矩及姿态角控制中的俯仰角速率的阻尼项，有效抑制发射起飞过程的不利扰动，提高系统的快速响应能力；

（2）本发明针对飞翼布局无人机横航向的增稳控制，设计基于速度的侧滑角增稳软化因子，既能避免发射起飞低速段侧滑角测量不准确引入航向控制带来的不利扰动，又能保障无人机在发射起飞高速段平稳接入侧滑角增稳控制器。

附图说明

本发明结合下面附图和实施例做进一步说明，本发明所有构思创新应视为所公开内容和本发明保护范围。

图1为本发明提供的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法中纵向控制器的结构示意图。

图2为本发明提供的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法中横向控制器的结构示意图。

图3为本发明提供的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法中航向控制器的结构示意图。

图4为本发明提供的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法的流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的是一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，如图4所示，本实施例提供了一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法。该方法针对飞翼布局无人机发射起飞过程，纵向采用升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法，减缓发射助推段动态；横向采用滚转角控制，保持翼平，爬升至安全高度后跟踪航迹，航向设计基于速度的增稳软化因子，避免低速侧滑角增稳产生的方向舵造成的不利扰动，又能保障无人机在空中正常实现增稳控制。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，在本实施例中，对纵向控制器纵向采用俯仰角控制相结合的控制方法，增加升降舵预置辅助俯仰角控制，升降舵预置作为控制前馈量，可有效减缓发射助推段火箭脱离时刻飞机动态。纵向控制的主要任务是保持无人机在发射过程中纵向各状态平稳，所述的纵向状态包括：俯仰角、迎角、高度、升降速度等。升降舵预置用于提供抑制无人机扰动的舵前馈值，该值可根据实际飞机特性进行选取，俯仰角速率的阻尼项用于对发射起飞过程的扰动起阻尼作用，保证发射过程的平稳。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例1或2的基础上做进一步优化，在本实施例中，对横向控制器采用滚转角控制飞机翼平，至安全高度后再采用跟踪航迹模态，横航向控制的主要任务是控制无人机翼平，发射起飞过程滚转角给定为0°，航向引入侧滑角增稳，解决飞翼布局无人机的航向稳定性不足的问题，设计基于表速的增稳软化因子，保证航向增稳在高速段平稳接入。

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上做进一步优化，在本实施例中，对航向控制器采用侧滑角增稳控制，侧滑角增稳接入采用基于速度的增稳软化因子，解决飞翼布局无人机的航向稳定性不足的问题，避免发射起飞低速段侧滑角测量不准确引入航向控制带来的不利扰动，又能保障无人机在发射起飞高速段平稳接入侧滑角增稳控制器。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例1-4任一项基础上做进一步优化，在本实施例中，纵向控制的主要任务是保持无人机在发射过程中纵向各状态平稳，所述的纵向状态包括：俯仰角、迎角、高度、升降速度等。升降舵预置用于提供抑制无人机扰动的舵前馈值，该值可根据实际飞机特性进行选取，俯仰角速率的阻尼项用于对发射起飞过程的扰动起阻尼作用，保证发射过程的平稳。

如图2所示，示出了纵向控制律结构，其控制律为：

，（1）式；

，（2）式；

控制参数

为俯仰角比例控制系数，控制参数

为俯仰角速率阻尼控制系数，

为飞机轴线与地面的夹角，

为俯仰角给定，

为升降舵预置值。

公式（1）俯仰角给定（

），解算出升降舵控制信号（

）至升降舵舵机执行机构，从而控制升降舵实现控制飞机俯仰力矩，从而实现发射起飞过程的纵向控制。

本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例1-5任一项基础上做进一步优化，在本实施例中，横航向控制的主要任务是控制无人机翼平，发射起飞过程滚转角给定为0°，航向引入侧滑角增稳，解决飞翼布局无人机的航向稳定性不足的问题，设计基于表速的增稳软化因子，保证航向增稳在高速段平稳接入。

图2示出横向控制器结构，其控制律为：

，（3）式；

，（4）式；

控制参数

为比例控制系数，

为比例控制系数,跟踪公式（3）滚转角给定目标值

，解算出副翼控制信号

，发送给副翼执行结构，控制无人机保持发射过程翼平。

本实施例的其他部分与上述实施例1-5任一项相同，故不再赘述。

实施例7：

本实施例在上述实施例1-6任一项基础上做进一步优化，如图3所示，为航向控制器结构示意图，其控制律为：

，（5）式；

，（6）式；

控制参数

为侧滑角增稳比例控制系数，控制参数

为航向角比例控制系数，控制参数

为航向滚转通道比例控制系数，控制参数

为侧滑角增稳软化因子，

为地速；

将表速

代入公式（6），得出侧滑角增稳软化因子，将公式（6）代入公式（5），解算出方向舵控制信号公式

，发送给方向舵执行结构，保证无人机发射起飞过程中的稳定性。

本实施例的其他部分与上述实施例1-6任一项相同，故不再赘述。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，包括以下步骤： 在飞翼布局无人机箭助推发射起飞的过程中，在纵向控制器中采用升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法； 在横向控制器中采用滚转角和阻尼相结合的控制方法； 在航向控制器设计侧滑角增稳控制，并引入增稳软化因子； 通过对纵向控制器、横向控制器和航向控制器的结合控制确保飞翼无人机增稳控制平稳接入。

2.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，所述升降舵预置与俯仰角控制相结合的控制方法包括：

增加升降舵预置辅助俯仰角控制，升降舵预置作为控制的前馈量，所述升降舵预置用于提供抑制飞翼布局无人机扰动的舵前馈值。

3.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，对横向控制器采用滚转角和阻尼相结合的控制的方法包括： 对横向控制器采用滚转角控制飞翼布局无人机的翼平，并在飞翼布局无人机发射起飞过程中将滚转角给定为0°，飞翼布局无人机至安全高度后再采用跟踪航迹模态。

4.根据权利要求1所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，对航向控制器设计侧滑角增稳控制，并引入增稳软化因子的方法包括： 在航向控制器中引入侧滑角户进行增稳控制，并引入基于表速的增稳软化因子，保证航向增稳在高速段平稳接入。

5.根据权利要求1或2任一项所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，包括：

对所述纵向控制器计算的公式为：

；

其中，

为升降舵控制信号，

为飞机轴线与地面的夹角，

为俯仰角给定，

为升降舵预置舵面，

为俯仰角速率，

为飞机的俯仰角，

为俯仰角比例控制系数，

为俯仰角速率阻尼控制系数。

6.根据权利要求1或3任一项所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，包括：

对所述横向控制器计算的公式为：

；

其中，

为副翼控制信号，

为滚转角，

为滚转角给定，

滚转角速率，

为滚转角比例控制系数，

为滚转速率阻尼控制系数。

7.根据权利要求1或4任一项所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，包括：

对所述航向控制器的计算公式为：

其中，

为方向舵航向控制信号，

为滚转角，

为滚转角速率给定，

为侧滑角，

为滚转角控制系数，

为航向角控制系数，

为侧滑角增稳控制系数，

为侧滑角增稳软化因子。

8.根据权利要求7所述的一种飞翼布局无人机火箭助推发射起飞控制方法，其特征在于，所述航向控制器中侧滑角增稳软化因子

的设计方法包括：

其中，

为地速，

为指示空速，

为选取的增稳开始接入的速度，

选取的增稳完全接入的速度。

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