一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法与流程

本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法。

背景技术：

当飞机在飞行过程中受到阵风干扰，特别是垂直突风及湍流的影响时，一般的情况下是靠偏转升降舵、以产生一个俯仰力矩使飞机转动，由俯仰姿态的改变来控制纵向的运动。其结果是：一方面会产生一定的延迟时间；另一方面则不能有效地抑制阵风产生的过载对飞机的影响，致使飞机长时间地颠簸，影响飞机的疲劳寿命。

为避免该问题，出现了直接升力控制概念，即采用闭环控制系统，将机身加速度偏差作为激励信号，驱动附加控制面偏转来完成直接升力控制，进行阵风载荷减缓。而其实质是以直接升力主动操纵来抑制阵风产生的过载，减缓气动载荷对飞机的影响。例如，当飞行中遇到上升气流的干扰时，飞行控制系统主动操纵附加控制面（如两侧副翼）同时向上偏转以减小正升力；而遇到下降气流的干扰时，两侧副翼同时向下偏转来减小负升力，可迅速而有效地抑制阵风产生的过载对飞机的影响。但该方法对控制系统的响应要求较高，由于风的变化没有规律、尺度和强度组合复杂，要满足实时的控制面操纵减缓突风载荷，对飞控计算机提出了较高的解算要求，且实时操纵控制面的频率与姿态响应、机体结构频率一旦耦合，反而可能进一步加大突风载荷，其设计难度和风险均较高。

大展弦比无人机一般在机翼上布置多组舵面，为遇风时载荷减缓方式提供了多种可能。

现有相关改进的专利如专利申请号为201310643782.6，名称为《一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置》的发明专利，其公开了一种适用于大展弦比飞机的全动式翼尖阵风减缓装置，属于大展弦比飞机机翼结构设计领域。所述的装置由主机翼、全动式翼尖、扭转弹性连接轴、锁死机构、阵风检测传感器和调节装置组成。全动式翼尖占机翼展长的10%～20%，通过扭转弹性连接轴和锁死机构与主机翼连接。翼尖上有阵风检测传感器用于检测垂直阵风，由丝杠、丝杠螺母、电机和滑轨组成的调节装置可以对扭转弹性连接轴的位置进行调节，使得本发明的全动式翼尖阵风减缓装置在不同的阵风强度下都有最佳的阵风减缓效果。上述专利需要对机翼结构重新设计，结果复杂并且实际使用效果并不能达到理想状态。

技术实现要素：

本发明为了克服上述现有技术的缺陷，提出一种采用被动直接力与主动力矩控制相结合的方法达到突风载荷减缓的目的的大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法。

为实现上述目的，本申请的技术方案如下：

一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法，包括如下步骤：

判断遇风后，启动突风减缓模式，将位于机翼后缘的副翼置于松浮模式，利用副翼在突风影响下随风漂浮的作用快速减小高频短周期的风对机翼产生的突风载荷增量；之后再偏转升降舵，产生与突风相反的力矩，控制飞机姿态和轨迹。

进一步地，具体步骤如下：

步骤1）.突风减缓需求判断

连续多拍判断垂向加速度ay是否有超过安全阀值ay安全的情况，如有则判断为需要采取减缓措施，启动突风减缓模式；否则不启动突风减缓模式，正常飞行；

步骤2）.机翼舵面松浮

在不同模式下将机翼各组舵面进行功能重新分配：a)当垂向加速度ay未超过安全阀值ay安全时，机翼上的舵面按正常功能执行操纵；b)当垂向加速度ay超过安全阀值ay安全时，预留部分内侧操纵舵面用作副翼，将其余外侧舵面置于松浮状态，在无控状态下松浮舵面受突风影响后被动快速偏转至低载状态，其气动载荷与机翼安定面的突风载荷增量方向相反；将内副翼保留作副翼操纵功能，外侧两个副翼均可以用于突风载荷减缓，将其置于松浮状态；

步骤3）.升降舵控制

升降舵通道采用控制函数，将超出阀值的垂向加速度增量△ay、俯仰角△φ、高度参数△h作为升降舵的输入，经过控制函数解算得到需要操纵的升降舵指令，再通过伺服回路将指令信号转化为机械信号，通过伺服作动器驱动升降舵偏转，进而改善各姿态和轨迹参数。

进一步地，步骤1）中所述多拍为5-10拍，且每拍间隔时间为0.02s-0.05s。

进一步地，垂向加速度ay为垂直于无人机体轴水平面方向的加速度，向上为正。

进一步地，步骤2）中松浮状态是指不对操纵面施加力，任其随风漂浮。

进一步地，步骤3）中升降舵偏度反馈增量控制函数如下：

△δz=k△ay×△ay k△φ×△φ k△h×△h(1)

上式中：

k△ay:为垂向加速度反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

k△φ:为无人机俯仰姿态角变化反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

k△h:为飞行高度变化反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

△ay=ay-10。

本发明的有益效果主要表现在：

本申请提出一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓设计方法，不需要对主翼面（机翼）结构进行重新设计，结构简单、重量轻、成本低，仅利用机翼后缘的副翼在突风作用下自由飘浮偏转带来局部载荷的下降，可以在短时间内有效减缓机翼突风过载增加；之后配合使用升降舵，可以满足飞机的姿态和轨迹等长周期物理量的有效控制。该方法减少了复杂的控制律飞控解算环节，降低了控制系统与姿态响应频率、机体结构频率等参数的耦合风险，不增加飞控计算机负担，风险较低，简单有效。

附图说明

图1是大展弦比无人机突风载荷减缓逻辑框图。

图2是大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓操纵面功能分配示意图。

图3是升降舵通道控制逻辑示意图。

图4是副翼松浮状态偏度变化示意图。其中纵轴为角度，横轴为时间。

图5是升降舵角度变化示意图。其中纵轴为角度，横轴为时间。

图6是垂直加速度对比示意图。其中纵轴为速度，横轴为时间。

图7为俯仰角对比示意图。其中纵轴为角度，横轴为时间。

图8为高度变化对比示意图。其中纵轴为高度，横轴为时间。

具体实施方式

实施例1

一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法，包括如下步骤：

判断遇风后，启动突风减缓模式，将位于机翼后缘的副翼置于松浮模式，利用副翼在突风影响下随风漂浮的作用快速减小高频短周期的风对机翼产生的突风载荷增量；之后再偏转升降舵，产生与突风相反的力矩，控制飞机姿态和轨迹。

进一步地，具体步骤如下：

步骤1）.突风减缓需求判断

连续多拍判断垂向加速度ay是否有超过安全阀值ay安全的情况，如有则判断为需要采取减缓措施，启动突风减缓模式；否则不启动突风减缓模式，正常飞行；

所述多拍为5-10拍，且每拍间隔时间为0.02s-0.05s。

垂向加速度ay为垂直于无人机体轴水平面方向的加速度，向上为正。

步骤2）.机翼舵面松浮

在不同模式下将机翼各组舵面进行功能重新分配：a)当垂向加速度ay未超过安全阀值ay安全时，机翼上的舵面按正常功能执行操纵；b)当垂向加速度ay超过安全阀值ay安全时，预留部分内侧操纵舵面用作副翼，将其余外侧舵面置于松浮状态，在无控状态下松浮舵面受突风影响后被动快速偏转至低载状态，其气动载荷与机翼安定面的突风载荷增量方向相反；将内副翼保留作副翼操纵功能，外侧两个副翼均可以用于突风载荷减缓，将其置于松浮状态；松浮状态是指不对操纵面施加力，任其随风漂浮。

步骤3）.升降舵控制

升降舵通道采用控制函数，将超出阀值的垂向加速度增量△ay、俯仰角△φ、高度参数△h作为升降舵的输入，经过控制函数解算得到需要操纵的升降舵指令，再通过伺服回路将指令信号转化为机械信号，通过伺服作动器驱动升降舵偏转，进而改善各姿态和轨迹参数。

升降舵偏度反馈增量控制函数如下：

△δz=k△ay×△ay k△φ×△φ k△h×△h(1)

上式中：

k△ay:为垂向加速度反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

k△φ:为无人机俯仰姿态角变化反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

k△h:为飞行高度变化反馈参数，量值根据控制目标优化设置；

△ay=ay-10。

本申请提出一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓设计方法，不需要对主翼面（机翼）结构进行重新设计，结构简单、重量轻、成本低，仅利用机翼后缘的副翼在突风作用下自由飘浮偏转带来局部载荷的下降，可以在短时间内有效减缓机翼突风过载增加；之后配合使用升降舵，可以满足飞机的姿态和轨迹等长周期物理量的有效控制。该方法减少了复杂的控制律飞控解算环节，降低了控制系统与姿态响应频率、机体结构频率等参数的耦合风险，不增加飞控计算机负担，风险较低，简单有效。

实施例2

本例中给出一种大展弦比无人机的尺寸参数和突风载荷减缓实施方法实施例。机翼半展长为6m，机翼弦长为1m；机翼上共布置三组副翼，平尾上布置一组升降舵。最大垂直突风速度为4.2m/s、飞机飞行速度为100m/s；副翼在开始时即偏转减缓，升降舵在高度降低50m后启动偏转。

本例中对比了带突风载荷减缓控制和无突风载荷减缓控制的垂向加速度、俯仰角、轨迹等参数响应情况，见图4-图8，对比可见：垂向加速度减小20%以上（对应的突风载荷也降低20%以上），俯仰角、轨迹可实现有效控制。实际使用中可以根据目标优化调节控制函数中的参数值。