一种飞翼布局无人机增稳控制方法与流程

本发明涉及无人机飞翼布局技术领域，尤其涉及一种飞翼布局无人机增稳控制方法。

背景技术：

飞机气动布局是指飞机外形构造和大部件的布置形式，包括机翼、机身、进气道等空气动力直接相关的部件的位置和形状。飞机气动布局根据翼面可分为常规布局、鸭式布局、无尾布局、三翼面布局和飞翼布局，其中，飞翼布局作为气动布局一体化设计的最佳选择，具有气动力效率高、升阻比大，且雷达反射截面积小，隐身性能好等优点。飞翼布局无人机，翼身融为一体的设计使其浸润面积比常规布局的飞机减小了33％，飞机整体成为一个升力面，获得了更大的升阻比，减小了油耗，增加了航时，另外，由于其采用了高度翼身融合技术，具有良好的雷达隐身性能，因此，飞翼布局无人机凭借自身特点成为无人机研究和发展的热门。目前的飞翼布局还存在一系列的难题，其中最明显的就是：由于无垂尾，且方向舵一般采用对开式阻力方向舵，容易导致滚转和偏航通道之间发生明显耦合，这样就是的飞机控制系统在单通道设计前需要进行控制，而该控制便为一大难题。

具体的，由于飞翼布局是一种无尾的气动布局形式,以往的研究经验表明，飞翼布局无人机存在稳定性不足,操纵面不便设置，纵向和航向静不稳定或静稳定性不足的特点。虽然采用飞翼布局能够大幅提升无人机的气动特性，然而其纵向操纵力臂短，使得升降舵容易出现饱和现象，偏航方向静稳定性差，在横侧向中如果出现较为明显的侧滑，使得各通道之间的耦合更为严重，进一步增加了飞行控制的难度。

目前，对于飞翼布局无人机的控制研究出现了很多的方法，例如自适应控制方法、非线性动态逆控制等等，取得了一些很好的控制效果，控制指标都能够达到设计指标，但是在实际飞行的工程应用中，像上述的一些现代的先进控制方法很难应用到实际飞行中，还仅仅停留在理论研究，对于工程应用缺少实践证明，主要有两个原因：一是现代控制方法无法进行工程的验证，无人机飞行参数的物理关系无法得到证明；二是飞翼布局无人机工程上造价太高，成本太大，现代控制方法应用到飞翼布局无人机时，风险太大。

技术实现要素：

本发明针对上述存在的一些技术难点，提出了一种飞翼布局无人机增稳控制方法，针对飞翼布局横航向静不稳定的特点，对无人机航向进行增稳控制，并使用一款飞翼布局无人机进行了实际试飞验证，得出此控制方法的正确性。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：

一种飞翼布局无人机增稳控制方法，其特征在于：包括控制舵面分配和设置控制率；

所述控制舵面分配：在无人机的两个机翼上布设八个舵面，并在每个机翼上设置一条舵面偏转虚拟线，偏转虚拟线并非实体线，其只一条确定舵面安装位置的虚拟直线，即，八个舵面分别为沿左侧机翼上的舵面偏转虚拟线，从内到外依次间隔设置的左侧升降舵l1、左侧副翼l2、左内侧差动式方向舵l3和左外侧差动式方向舵l4，以及沿右侧机翼上的舵面偏转虚拟线，从内到外依次间隔设置的右侧升降舵r1、右侧副翼r2、右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4；所有舵面可沿对应的舵面偏转虚拟线上偏和下偏。在本技术方案中，飞翼布局无人机没有垂尾，所有的控制舵面只能放在机翼上，对于航向的控制需要通过舵面偏转产生阻力，阻力乘以力臂形成偏航力矩改变飞机航向，经试验得知，如果方向舵(包括l3、l4、r3、r4)靠近机翼内侧(即靠近无人机机体的位置)设置，力臂较短，产生的偏航例句效率低，产生同样的偏航力矩需要更大的舵面偏转角度，而舵面偏转角度越大，不利于飞行，因此将方向舵设置于靠近机翼翼尖的一端。

所述设置控制律：要实现无人机自主控制，需要给无人机设置控制器，以横航向直线轨迹跟踪控制模态为基础，设计无人机控制器的控制律。直线航迹跟踪控制一般用在空中巡航段，飞机沿着指定的航线(航路点)飞行，飞行过程中消除飞机与航线侧偏距，导航算法实时计算飞机与航线的侧偏，通过控制滚转角改变飞机的横向距离，同时修正飞机的航迹航向，其控制原理结构框图如图2所示。对于经典控制方法而言，横航向静不稳定的飞机一般采用两种增稳控制方法，一种是引入侧向过载进行增稳，另一种是引入侧滑角进行增稳，在实际应用中，侧向过载传感器的信号噪声太大，信号震荡频率过快，因此，采用侧滑角进行增稳控制器的设计，控制器的控制率如下：

其中，δa为副翼舵面的控制偏度，即，控制器发出的副翼控制信号中所承载的副翼舵面偏度，副翼舵面可根据副翼控制信号发生大小为δa的偏度；为滚转角比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取滚转角比例系数的数值；φ为滚转角，即飞机的实际滚转角；φg为滚转角给定目标值，即通过控制器内部运算给出的滚转角目标值，用于计算控制副翼舵面的偏度δa；为滚转角速度比列系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取滚转角速度比列系数的数值；p为滚转角速度。

为预订航迹角比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取预订航迹角比例系数的数值；ψg为预定航线航迹角给定目标值，即根据预定航迹线输入控制器的控制参数，是用于计算滚转角给定目标值φg的重要参数；ψ为航迹角，即飞机的实际航迹角；为侧偏移速度比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取侧偏移速度比例系数的数值；为侧偏移速度给定目标值，即通过控制器内部运算给出的侧偏移速度目标值，是用于计算滚转角给定目标值φg的重要参数；为侧偏移速度，即飞机的实际侧偏移速度；为侧偏移速度积分系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取侧偏移速度积分系数的数值；dt为积分时间。

为侧偏距比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取侧偏距比例系数的数值；yg为侧偏距给定目标值，即根据飞机飞机的实际航线和预定航线之间的距离输入控制器的控制参数，是计算侧偏移速度给定目标值的重要参数；y为侧偏距，即飞机的实际侧偏距。

δr为方向舵的控制偏度，即，控制器发出的方向舵控制信号中所承载的方向舵舵面偏度，方向舵舵面可根据方向舵控制信号发生大小为δr的偏度；为偏航角速度比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取侧偏距比例系数的数值；r为偏航角速度，即飞机的实际偏航角速度；为侧滑角比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取侧滑角比例系数的数值；β为侧滑角，即飞机的实际侧滑角。

δe为升降舵控制偏度，即，控制器发出的升降舵控制信号中所承载的升降舵舵面偏度，升降舵舵面可根据方向舵控制信号发生大小为δe的偏度；为俯仰角比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取俯仰角比例系数的数值；θ为俯仰角，即飞机的实际俯仰角；θg为俯仰角给定目标值，即通过控制器内部运算给出的俯仰角目标值，是用于计算升降舵控制偏度δe的重要参数；为俯仰角阻尼系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取俯仰角阻尼系数的数值；kq为俯仰角速度比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取俯仰角速度比例系数的数值；q为俯仰角速度，即飞机的实际俯仰角速度。

为升降速度比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取升降速度比例系数的数值；为升降速度给定目标值，即通过控制器内部运算给出的升降速度目标值，是用于计算俯仰角给定目标值θg的重要参数；为升降速度，即飞机的实际升降速度；为升降速度积分系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取升降速度积分系数的数值。

为高度比例系数，可以利用matlab软件搭建飞机的数学模型，并利用其中的工具进行调参，再加以根据实际情况进行微调便可获取高度比例系数的数值；hg为高度给定目标值，即根据实际需要飞机飞行的高度输入控制器的控制参数，是计算升降速度给定目标值的重要参数；h为高度，即飞机实际的飞行高度。

上述的等式表示对无人机状态的控制，最前面三个等式表示的是通过副翼控制无人机的侧偏距，保证无人机沿指定航线飞行；第三个等式是通过给定的侧偏距yg和飞机实际的侧偏距y计算出给定侧偏移速度第二个等式是通过给定侧偏移速度和飞机实际的侧偏移速度结合飞机实际航迹角计算出给定滚转角φg；第一个等式是通过给定的滚转角φg和飞机实际滚转角φ，结合滚转角速度p增温计算出飞机需要出多少副翼偏度δa来控制无人机沿制定航线飞行。第四个等式表示通过偏航角速度和侧滑角计算出飞机需要出多少方向舵来实现无人机的航向控制。第四个等式表示通过偏航角速度r和侧滑角β计算出飞机需要出多少方向舵偏度δr来实现无人机的航向控制，其中，本技术方案中的方向舵包括左外侧差动式方向舵l4、左内侧差动式方向舵l3下偏、右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4。

最后面三个等式表示的是通过升降舵控制飞机的飞行高度，倒数第一个等式是通过给定的飞机飞行高度hg和飞机实际的飞行高度h计算出给定的升降速度倒数第二个等式是通过给定的升降速度和飞机的实际升降速度计算出给定的俯仰角θg；倒数第一个等式是通过给定的俯仰角θg和飞机实际俯仰角θ，结合俯仰角速度q计算出飞机需要出多少升降舵偏度δe来控制无人机沿特定高度飞行。

进一步的，所述控制舵面分配的过程中，左侧升降舵l1和右侧升降舵r1同时下偏为正；左侧副翼l2上偏，右侧副翼r2下偏时为正；左外侧差动式方向舵l4上偏，左内侧差动式方向舵l3下偏，右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4保持在中立位置时为正；右外侧差动式方向舵r4上偏，右内侧差动式方向舵r3下偏，左内侧差动式方向舵l3和左外侧差动式方向舵l4保持在中立位置时为负。其中，“正”和“负”具体指对应舵面的偏转方向。

前述控制率的相关等式通过无人机的实际状态和目标状态的差，计算出无人机需要给出多少舵面来实现无人机的控制，计算出出舵量(包括δe、δa、δr)后，需要将出舵量分配到每一个舵面上。具体的，令所有舵面下偏时为正，控制舵面分配为：升降舵舵面偏度δe＝δl1＝δr1，表示左侧升降舵l1和右侧升降舵r1的偏转方向相同，且两者偏度大小都等于升降舵控制偏度δe，副翼舵面偏度δa＝δl2＝δr2，表示左侧副翼l2和右侧副翼r2的偏转方向相同，且两者的偏度大小都等于副翼舵面的控制偏度δa；方向舵舵面偏度表示当方向舵的控制偏度δr为正(即δr＞0)时，控制左外侧差动式方向舵l4和左内侧差动式方向舵l3偏转，其中，控制左外侧差动式方向舵l4和左内侧差动式方向舵l3的方向相反，控制左外侧差动式方向舵l4和左内侧差动式方向舵l3都等于方向舵的控制偏度δr；当方向舵的控制偏度δr为负(即δr＜0)时，控制右外侧差动式方向舵r4和右内侧差动式方向舵r3偏转，其中，右外侧差动式方向舵r4和右内侧差动式方向舵r3偏转的方向相反，右外侧差动式方向舵r4和右内侧差动式方向舵r3的偏度大小都等于方向舵的控制偏度δr。其中，δl1为左侧升降舵偏转度，δr1为右侧升降舵偏转度；δl2为左侧副翼偏度，δr2为右侧副翼偏度；δl3为左内侧差动式方向舵偏度，-δl4为左外侧差动式方向舵偏度，-δr3为右内侧差动式方向舵偏度，δr4为右外侧差动式方向舵偏度。其中，负号代表方向。

当左外侧差动式方向舵l4上偏，左内侧差动式方向舵l3下偏时，右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4偏转在±10°以内的气动力为死区段，因此，进一步的，所述左外侧差动式方向舵l4、左内侧差动式方向舵l3、右外侧差动式方向舵r4和右内侧差动式方向舵r3的最小偏角为10°，用于增稳。

本技术方案带来的有益效果：

1)本技术方案在机翼上设置了8个可对应舵面偏转虚拟线上偏和下偏的舵面结构，通过控制对应舵面的偏转角度，即可实现对无人机航向的有效控制，且其结构简单，易于实现，且可支持反复实践，具有低成本、低风险的优点；

2)本技术方案为针对飞翼布局无人机的航向增稳控制解耦设计，能够解决飞翼无人机航向发散的问题，且相对于现有控制方法而言，本技术方案快速、稳定、实用，且经过了飞行试验验证，整个飞行过程控制效果良好，飞行控制过程平缓，侧滑角始终控制在一个安全的小角度范围之内。

附图说明

图1为飞机舵面布局示意图；

图2为控制器的控制流程框图；

图3为实验获取的频域伯德图；

图4为实验获取的根轨迹图；

图5为实验获取的时域响应曲线图；

图6为实验获取的无人机侧滑角飞行曲线。

其中：

1、偏转虚拟线。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本发明做进一步说明，但不应理解为本发明仅限于以下实例，在不脱离本发明构思的前提下，本发明在本领域的变形和改进都应包含在本发明权利要求的保护范围内。

实施例1

本实施例公开了一种飞翼布局无人机增稳控制方法，作为本发明一种基本的实施方案，包括控制舵面分配和设置控制率；

控制舵面分配：如图1所示，在无人机的两个机翼上布设八个舵面，并在每个机翼上设置一条舵面偏转虚拟线；八个舵面分别为沿左侧机翼上的舵面偏转虚拟线，从内到外依次间隔设置的左侧升降舵l1、左侧副翼l2、左内侧差动式方向舵l3和左外侧差动式方向舵l4，以及沿右侧机翼上的舵面偏转虚拟线，从内到外依次间隔设置的右侧升降舵r1、右侧副翼r2、右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4；所有舵面可沿对应的舵面偏转虚拟线上偏和下偏；

设置控制律：以横航向直线轨迹跟踪控制模态为基础，设计无人机控制器的控制律，则

δa为控制副翼舵面的偏度，为滚转角比例系数，φ为滚转角，φg为滚转角给定目标值，为滚转角速度比列系数，p为滚转角速度；

为预订航迹角比例系数，ψg为预定航线航迹角给定目标值，ψ为航迹角，为侧偏移速度比例系数，为侧偏移速度给定目标值，为侧偏移速度，为侧偏移速度积分系数，dt为积分时间；

为侧偏距比例系数，yg为侧偏距给定目标值，y为侧偏距；

δr为方向舵的控制偏度，为偏航角速度比例系数，r为偏航角速度，为侧滑角比例系数，β为侧滑角；

δe为升降舵控制偏度，为俯仰角比例系数，θ为俯仰角，θg为俯仰角给定目标值，为俯仰角阻尼系数，kq为俯仰角速度比例系数，q为俯仰角速度；

为升降速度比例系数，为升降速度给定目标值，为升降速度，为升降速度积分系数；

为高度比例系数，hg为高度给定目标值，h为高度。

本技术方案在机翼上设置了8个可对应舵面偏转虚拟线上偏和下偏的舵面结构，通过控制对应舵面的偏转角度，即可实现对无人机航向的有效控制，且其结构简单，易于实现，且可支持反复实践，具有低成本、低风险的优点，其具体控制方法为：通过副翼控制无人机的侧偏距，保证无人机沿指定航线飞行；使通过给定的侧偏距和飞机实际的侧偏距计算出给定侧偏移速度；通过给定侧偏移速度和飞机实际的侧偏移速度，结合飞机实际航向角计算出给定滚转角；通过给定的滚转角和飞机实际滚转角，结合滚转角速率增温计算出飞机需要出多少副翼偏度来控制无人机沿制定航线飞行；通过偏航角速度和侧滑角计算出飞机需要出多少方向舵来实现无人机的航向控制。然后根据计算结构，控制对应的舵面发生偏转，即可实现对无人机航向的稳定控制，此方法简单可靠，相对于现有控制方法而言，具有快速、稳定和实用的优点，且经过了飞行试验验证，如图3-图6所示的实验结果表明，无人机整个飞行过程控制效果良好，飞行控制过程平缓，侧滑角始终控制在一个安全的小角度范围之内。

实施例2

本实施例公开了一种飞翼布局无人机增稳控制方法，作为本发明一种优选的实施方案，即实施例1中，控制舵面分配的过程中，左侧升降舵l1和右侧升降舵r1同时下偏为正；左侧副翼l2上偏，右侧副翼r2下偏时为正；左外侧差动式方向舵l4上偏，左内侧差动式方向舵l3下偏，右内侧差动式方向舵r3和右外侧差动式方向舵r4保持在中立位置时为正；右外侧差动式方向舵r4上偏，右内侧差动式方向舵r3下偏，左内侧差动式方向舵l3和左外侧差动式方向舵l4保持在中立位置时为负。

进一步的，令所有舵面下偏时为正，控制舵面分配为：升降舵舵面偏度δe＝δl1＝δr1；副翼舵面偏度δa＝δl2＝δr2；方向舵舵面偏度其中，升降舵舵面偏度δe即为升降舵控制偏度，δl1为左侧升降舵偏转度，δr1为右侧升降舵偏转度；副翼舵面偏度δa即为控制副翼舵面的偏度，δl2为左侧副翼偏度，δr2为右侧副翼偏度；方向舵舵面偏度δr即为方向舵的控制偏度，δl3为左内侧差动式方向舵偏度，-δl4为左外侧差动式方向舵偏度，-δr3为右内侧差动式方向舵偏度，δr4为右外侧差动式方向舵偏度。进一步的，所述左外侧差动式方向舵l4、左内侧差动式方向舵l3、右外侧差动式方向舵r4和右内侧差动式方向舵r3的最小偏角为10°。